FR 2987081 A1 20130823 FR 1251575 A 20120221 Arrière-plan de l'invention La présente invention concerne la propulsion à réaction, et en particulier un ensemble propulsif pouvant fonctionner tant en mode 5 atmosphérique comme en mode exo-atmosphérique. On distingue en effet, dans le domaine des propulseurs chimiques à réaction, les moteurs-fusées, dont la poussée est générée par l'expansion de gaz produits par une réaction chimique d'un ou plusieurs propergols, et 10 les propulseurs aérobies, dont la poussée est générée par l'expansion de gaz produits par la combustion d'un carburant dans l'air. Les moteurs-fusées, étant normalement anaérobies, ont notamment l'avantage de pouvoir fonctionner même en dehors de l'atmosphère 15 terrestre. Toutefois, pour les alimenter, il est nécessaire d'emporter une plus grande masse de propergol. Les propulseurs aérobies, en utilisant de l'air ambiant dans leur propulsion, nécessitent l'emport d'une masse moins importante, mais cessent de fonctionner dès que la densité d'oxygène ambiant descend en dessous d'un certain seuil. En outre, parmi les 20 propulseurs à réaction aérobies, les turboréacteurs présentent une complexité mécanique très importante et sont très difficilement adaptables aux vitesses hypersoniques. Les statoréacteurs, dans lesquels l'air ambiant est compressé par la vitesse relative du propulseur, sont plus simples et mieux adaptés aux très hautes vitesses que les turboréacteurs, mais 25 nécessitent être d'abord propulsés à une vitesse de démarrage par d'autres moyens. Comme moyen pour cette accélération initiale des statoréacteurs, on a notamment proposé l'utilisation de moteurs-fusées. En particulier, 30 suivant le concept dit de combustion augmentée par air, un moteur-fusée et une veine d'air sont intégrés de telle manière que, en mode aérobie, la combustion de l'au moins un propergol du moteur-fusée est augmentée par l'air s'écoulant à travers la veine d'air. Un premier exemple d'ensemble propulsif à combustion augmentée par air a été le concept GNOM à 35 propergol solide proposé dans l'Union Soviétique dans les années 60. Un autre exemple a été le projet américain GTX à propergols liquides, qui est toutefois resté au niveau d'étude. Dans la demande de brevet FR 2 933 744, un autre ensemble propulsif de ce type a été divulgué, comportant un canal limité par une paroi intérieure et une paroi extérieure et présentant une ouverture d'entrée et une ouverture de sortie, et une pluralité de mâts reliant chacun lesdites parois intérieure et extérieure et comportant des moteurs-fusées orientés en direction axiale. Dans cet ensemble propulsif, les moteurs-fusées fonctionnent comme éjecteurs impulsant l'écoulement d'une veine d'air dans le canal, et l'injection d'un gaz riche en carburant dans cette veine d'air facilite une postcombustion en aval des mâts. Toutefois, cet ensemble propulsif, destiné uniquement à la propulsion dans l'atmosphère terrestre, n'est pas adapté à la propulsion exo-atmosphérique. En effet, afin de permettre l'expansion des gaz propulsifs vers le vide spatial, les propulseurs à réaction exoatmosphériques nécessitent normalement des tuyères à très grande section de sortie, ce qui est difficilement compatible avec la configuration de l'ensemble propulsif de FR 2 933 744. En outre, le refroidissement du col d'une telle tuyère peut présenter d'importants obstacles techniques. Objet et résumé de l'invention L'invention vise donc à proposer un ensemble propulsif, qui puisse fonctionner dans l'atmosphère en mode fusée à combustion augmentée par air, et permette d'obtenir une forte poussée au décollage pour traverser rapidement les couches denses de l'atmosphère avec une consommation limitée de comburant embarqué. Dans au moins un mode de réalisation, ce but est atteint grâce au fait qu'il comporte des moteurs-fusées formant éjecteurs pour accélérer à une vitesse supersonique un écoulement d'air dans un canal dont une paroi intérieure forme, en aval de l'extrémité de sortie du canal, une tuyère à rampe unique de détente. Dans le présent contexte, on entend par « tuyère à rampe unique de détente » ou, en anglais, « single expansion ramp nozzle », une tuyère de détente supersonique ouverte latéralement et ne confinant ainsi l'écoulement des gaz propulsifs, dans un plan longitudinal de la tuyère, que du côté d'une surface interne formée par ladite paroi intérieure. La tuyère est ouverte du côté opposé, permettant ainsi une adaptation de la détente des gaz propulsifs à la pression extérieure. Ainsi, cette tuyère peut fournir une propulsion plus efficace que les tuyères conventionnelles fixes sur une plus grande plage d'altitudes. Comme l'écoulement d'air atteint une vitesse supersonique à l'intérieur du canal grâce aux éjecteurs, la tuyère ne nécessite pas un col, ce qui réduit les contraintes thermiques sur l'ensemble propulsif. En outre, avec cette tuyère sans col et grâce aux moteurs-fusées installés dans le canal, cet ensemble propulsif peut aussi fonctionner comme moteur-fusée en mode exo-atmosphérique. En outre, afin d'assurer le refroidissement des parois, au moins une partie desdites parois intérieure et extérieure peut former crépine pour permettre le passage de gaz pressurisé riche en carburant. Par « crépine », on entend dans le présent contexte toute paroi configurée pour permettre le passage d'un fluide par une multitude de perforations réparties sur toute sa surface. Une telle crépine peut être constituée par un matériau poreux ou par une paroi perforée de trous de faible diamètre. Cet agencement sert ainsi à procurer un refroidissement par transpiration ou effusion avec formation d'un film fluide protecteur. Un film fluide refroidissant la paroi intérieure dans le canal peut se prolonger pour aussi refroidir la surface de la tuyère à rampe unique de détente. Ceci permet aussi de répondre à certains des inconvénients de ce type de tuyères, et notamment aux difficultés liées à leur refroidissement. Le canal peut notamment être annulaire. On obtient ainsi un ensemble propulsif à tuyère fluide toroïdale, permettant son intégration dans un engin aérospatial à surface frontale réduite. Toutefois, d'autres configurations peuvent être alternativement envisagées, comme par exemple un ensemble propulsif avec un canal à section rectangulaire et une tuyère fluide linéaire. En outre, l'ensemble propulsif peut comporter une pluralité de mâts reliant chacun lesdites parois intérieure et extérieure et dans lesquels lesdits moteurs-fusées soient intégrés, de manière à minimiser le taux d'obstruction de la veine d'air dans le canal. En outre, l'ensemble propulsif peut comporter des turbopompes d'alimentation en ergols situées axialement derrière ladite ouverture de sortie du canal d'un côté intérieur de ladite paroi intérieure, ainsi qu'un générateur de gaz pour actionner les turbopompes. Ce positionnement arrière des turbopompes permet d'éviter des problèmes de cavitation sans utiliser des pompes de gavage, grâce à la pression exercée par les colonnes fluides d'ergols en amont des turbopompes lors de l'accélération de l'ensemble propulsif ou en position de lancement vertical. Par « turbopompes » on entend, dans le présent contexte, des pompes couplées à une même turbine ou à des turbines séparées, actionnées par l'expansion des gaz produits par le générateur de gaz pour pomper les différents ergols. En particulier, les ergols peuvent être cryogéniques, et notamment de l'hydrogène et oxygène liquides, permettant ainsi la génération d'un mélange de gaz sensiblement libre de suie à une température compatible avec des matériaux conventionnels et pouvant ainsi servir au refroidissement par film fluide de la paroi intérieure du canal, ainsi que de la paroi concave de la tuyère à rampe unique de détente. Le générateur de gaz peut aussi être configuré pour générer un mélange de gaz riche en carburant pour alimenter lesdits moteurs-fusées et/ou crépine après avoir actionné lesdites turbopompes. De cette manière, l'ensemble propulsif permet une combustion étagée dans laquelle ce mélange provenant du générateur de gaz peut être directement utilisé pour alimenter comme carburant la combustion dans les moteurs-fusées, et aussi, en mode atmosphérique de combustion augmenté par air, la postcombustion dans le canal. Un avantage additionnel des tuyères à rampe unique de détente est que leur forme permet un accès plus aisé à l'arrière de l'ensemble propulsif que les tuyères conventionnelles à divergent en forme de cloche. Ainsi, avec les turbopompes situées à l'arrière de l'ensemble propulsif, celui-ci peut aussi comporter une interface sol-bord situé dans une extrémité arrière de l'ensemble propulsif et apte à recevoir un apport énergétique extérieur pour démarrer lesdites turbopompes. En particulier ladite interface peut être apte à recevoir un débit de carburant gazeux pressurisé pour actionner lesdites turbopompes au démarrage. Toutefois, d'autres systèmes de démarrage et connecteurs appropriés pourraient alternativement être envisagés. En outre, chacun desdits moteurs-fusées peut comprendre un corps annulaire muni intérieurement d'une paroi coaxiale formant crépine définissant une zone annulaire d'injection de carburant s'étendant sur la plus grande partie de la longueur dudit corps annulaire, et un injecteur de comburant débouchant axialement à l'intérieur de ladite crépine à proximité de l'extrémité avant de celle-ci. On obtient ainsi des moteurs- fusées à faible section transversale pouvant notamment être intégrés dans des mâts à faible surface frontale, de manière à limiter la résistance à l'écoulement de la veine d'air dans le canal. En outre, l'ensemble propulsif peut comporter en outre au moins un clapet de fermeture de l'ouverture d'entrée du canal, permettant notamment d'augmenter la poussée en phase exo-atmosphérique par l'action de la pression générée en sortie des moteurs-fusées dans le canal et de protéger l'ensemble propulsif lors d'une rentrée atmosphérique. L'invention concerne également un engin aérospatial comportant un tel ensemble propulsif, ainsi qu'un procédé de propulsion dans lequel, dans un mode à combustion augmentée par air, une pluralité de moteurs-fusées, forment des éjecteurs accélérant à une vitesse supersonique un écoulement d'air dans un canal limité par une paroi intérieure et une paroi extérieure et présentant une ouverture d'entrée et une ouverture de sortie, ledit écoulement d'air supersonique participant à une postcombustion en aval des moteurs-fusées et se détendant dans une tuyère à rampe de détente unique formée par ladite paroi intérieure en aval de l'ouverture de sortie.35 Brève description des dessins L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, de deux modes de réalisation représentés à titre d'exemples non limitatifs. La description se réfère aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique en coupe longitudinale d'un engin aérospatial avec un ensemble propulsif suivant un premier mode de réalisation ; - la figure 2 est une vue de détail de l'ensemble propulsif de l'engin aérospatial de la figure 1 ; - la figure 3A est une vue schématique en perspective de l'engin aérospatial de la figure 1 ; - la figure 3B est une vue schématique en perspective d'un engin aérospatial avec un ensemble propulsif suivant un deuxième mode de réalisation ; - la figure 4A est une vue schématique en coupe longitudinale d'un moteur-fusée de l'ensemble propulsif de la figure 1 ; - la figure 4B est une vue schématique en coupe longitudinale d'une variante du moteur-fusée de la figure 3A ; et - la figure 5 est une vue de détail en perspective, avec arrachement et coupe, de la partie avant d'un mât de l'ensemble propulsif de la figure 1. Description détaillée de l'invention Un engin aérospatial 100 avec un ensemble propulsif 101 suivant un premier mode de réalisation de l'invention est illustré sur les figures 1 et 2A. Cet engin aérospatial 100 peut être un engin aérospatial mono-étage avec une charge utile dans une partie avant 160, comme illustré, mais aussi constituer uniquement un étage, en particulier le premier étage, d'un engin multi-étages. Dans cet engin aérospatial 100, l'ensemble propulsif 101 comprend un canal 102 limité par une paroi extérieure 103 et une paroi intérieure 104 et présentant une ouverture d'entrée 105 avec des clapets de fermeture 150 et une ouverture de sortie 106. Ainsi, en mode de propulsion atmosphérique, une veine d'air peut s'écouler dans ce canal 102, entre les parois 103,104, de l'ouverture d'entrée 105 à l'ouverture de sortie 106. Les parois 103,104 sont reliées par des mâts 39 profilés et incorporant des moteurs-fusées 11. Les clapets de fermeture 150 peuvent ensuite fermer l'ouverture d'entrée 105, notamment afin d'augmenter la poussée de l'ensemble propulsif 101 en phase exo-atmosphérique par l'action de la pression générée en sortie des moteurs-fusées 11 dans le canal 102, et de protéger l'ensemble propulsif 101 lors de la rentrée atmosphérique de l'engin aérospatial 100. La structure des moteurs- fusées 11 et des mâts 39 sera décrite plus loin. En aval de l'ouverture de sortie 106 du canal 102, la paroi intérieure 104 forme une tuyère 120 à rampe unique de détente. L'ensemble propulsif 101 comprend aussi un circuit d'alimentation en ergols 107 comportant un réservoir 108 de comburant liquide cryogénique, par exemple d'oxygène liquide, un réservoir 109 de carburant liquide cryogénique, par exemple d'hydrogène ou méthane liquide, des turbopompes 110,111, et des générateurs de gaz 112. Les turbopompes 110,111 sont agencées de manière à être actionnées par les gaz produits par les générateurs de gaz 112. Les premières turbopompes 110 sont arrangées de manière à pomper du comburant vers les générateurs de gaz 112 et les moteurs-fusées 11, tandis que les deuxièmes turbopompes 111 sont agencées pour pomper du carburant vers les générateurs de gaz 112. Bien que dans le mode de réalisation illustré chaque turbopompe 110, 111 comprenne une turbine individuelle, il serait aussi envisageable, pour la personne du métier, d'utiliser une seule turbine pour actionner plusieurs pompes, y compris des pompes de différents ergols. Les turbopompes 110,111 sont situées à l'arrière de l'ensemble propulsif 101, dans la pointe tronquée de la tuyère 120. Le circuit d'alimentation 107 est configuré de manière à alimenter les générateurs de gaz 112 avec un excès de carburant, et ainsi produire, dans les générateurs de gaz 112, un mélange de gaz chauds riche en carburant qui, après détente dans les turbines des turbopompes 110, 111, serve à alimenter les moteurs-fusées 11. Le circuit d'alimentation 107 comprend aussi des vannes 115, 116 de régulation des débits de, respectivement, comburant et mélange riche en carburant, fournis aux moteurs-fusées 11 de chaque mât 39, permettant ainsi de fournir des débits différents à chaque mât, pour ainsi piloter non seulement la poussée totale, mais aussi l'orientation de cette poussée. Le canal 102 et la tuyère 120 sont illustrés en plus grand détail sur la figure 2. Comme illustré sur cette figure, la paroi intérieure 104, commence à diverger de la paroi extérieure 103 légèrement en amont du bord de fuite 103a de celle-ci, de telle manière que la paroi extérieure 103 puisse réfléchir les premières ondes de détente 151 de l'écoulement supersonique sortant du canal 102 par son ouverture de sortie 106. Le circuit d'alimentation 107 comporte aussi des dérivations 113, 114 vers, respectivement, la paroi intérieure 104 et la paroi extérieure 103, lesquelles forment des crépines permettant la transpiration du gaz pressurisé à travers la paroi pour former un film fluide adjacent à ces parois 104, 103. En particulier, la paroi intérieure 104 peut former crépine entre les mâts 39 et l'ouverture de sortie 106 du canal 102 non seulement pour sa protection thermique, mais aussi pour offrir un apport supplémentaire de carburant à une postcombustion dans le canal 102 en aval des mâts 39. Dans le mode de réalisation illustré, la paroi intérieure 104 forme aussi crépine en aval de l'ouverture de sortie 106 pour continuer à assurer la protection thermique de la tuyère 120. Sur la figure 1, l'engin aérospatial 100 est illustré en position verticale de lancement sur un pas de tir 150 comportant des bras 151 fixés à la paroi extérieure 103 avant le lancement, et pouvant être libérés et pivoter pour s'écarter de l'engin aérospatial 100 au moment du lancement. A l'extrémité arrière 117 de l'ensemble propulsif 101, celui-ci comporte aussi une interface sol-bord 118, connectée aux turbines des turbopompes 110, 111 et apte à être connecté, à travers un conduit 153 dans le pas de tir 150, à un réservoir de comburant gazeux pressurisé 152 pour démarrer les turbopompes 110,111 lors du lancement de l'engin aérospatial 100. Pour des raisons de sécurité, le réservoir 152 peut être situé distant du pas de tir 150, et le conduit 153 comporter des clapets de sécurité 154 pour arrêter le débit de comburant gazeux pressurisé 152 immédiatement après le démarrage des turbopompes 110,111. Dans ce premier mode de réalisation, l'ensemble propulsif 101 est axisymétrique, comme illustré sur la figure 3A. Ainsi, le canal 102 est annulaire et la tuyère 120 une tuyère de type toroïdal. Toutefois, d'autres formes alternatives peuvent être envisagées. Par exemple, dans un deuxième mode de réalisation illustré sur la figure 3B, l'ensemble propulsif 101 comprend deux canaux 102 à section rectangulaire, avec chacun une tuyère 120 de type linéaire. La structure des moteurs fusées 11 est illustrée en détail sur les figures 4A et 5. Chaque moteur-fusée 11 comporte un corps 12 globalement cylindrique muni d'un nez profilé 15 à l'avant et d'une tuyère d'échappement 17 comprenant un col 19 formant restriction d'écoulement, pour augmenter la vitesse des gaz éjectés. Un injecteur de comburant 21 est disposé axialement à l'avant et débouche dans une chambre de combustion 23, ici globalement cylindrique, s'étendant entre l'orifice de l'injecteur 21 (à l'avant) et la tuyère 17 (à l'arrière). La paroi 27 de la chambre de combustion 23 est coaxiale à la paroi du corps 12. Ces deux parois délimitent entre elles un espace annulaire cylindrique 29. Dans chaque mât 39 sont associés une pluralité de moteurs-fusées 11 semblables, disposés côte à côte longitudinalement. Un tel mât comporte un bloc avant 14 qui forme le nez profilé 15 de tous les moteurs fusées et un bloc arrière 13 dans lequel sont intégrées toutes les tuyères d'échappement 17. Deux plaques latérales 16 relient le bloc-avant 14 et la bloc arrière 13. Elles complètent le carénage du mât 39 et protègent les corps 12 de tous les moteurs-fusées 11. La paroi 27 de la chambre de combustion du moteur-fusée 11 est agencée en crépine et l'espace 29 constitue une zone d'injection de carburant, annulaire, qui s'étend ainsi sur la plus grande partie de la longueur du corps. Un injecteur de carburant 33 se situe à l'avant. Il communique avec l'espace 29. La crépine de la paroi 27 peut être constituée par un matériau poreux ou par un cylindre perforé de trous 34 de faible diamètre, comme représenté. Cet agencement procure un refroidissement de la paroi par transpiration avec formation, le long de la face interne de la crépine, d'un film protecteur de carburant permettant à la paroi 27 de résister malgré la température élevée qui règne dans la chambre de combustion 23. La répartition des perforations peut varier le long de la chambre de combustion afin d'obtenir un film suffisant, y compris pour la protection du col 19. Avantageusement, on prévoit des moyens supplémentaires d'injection 35 de gaz riche en carburant. Ces moyens débouchent dans la chambre de combustion immédiatement en avant du col 19 pour renforcer l'efficacité du film protecteur circulant le long de la paroi du col. De plus, des canaux de passage et d'injection de carburant 37 sont implantés dans un espace disponible autour du col 19. L'utilité et la mise en oeuvre de ces canaux 37 seront décrites plus loin. Comme le montrent les figures 4A et 5, la structure d'un tel moteur-fusée 11 est avantageuse, en raison de son faible diamètre, pour réaliser des mâts 39 étroits et obtenir ainsi une grille serrée de mâts, à faible taux d'obstruction de la veine d'air du canal 102. Comme représenté, les moteurs-fusées 11 sont agencés côte à côte en mâts, chaque mât 39 s'étendant transversalement dans le canal 102. Le nez profilé 15 est commun à tous les moteurs-fusées 11 d'un même mât 39. Il a globalement la forme d'une lame effilée vers l'avant et renferme un canal 45 d'alimentation de gaz riche en carburant et un canal d'alimentation de comburant 47. Le canal 45 d'alimentation de gaz riche en carburant communique avec tous les espaces annulaires 29 tandis que le canal d'alimentation de comburant 47 communique avec toutes les chambres de combustion 23 par des conduits 49 parallèles débouchant respectivement axialement à l'avant des chambres de combustion 23. Plusieurs mâts 39 peuvent ainsi être disposés dans le canal 102 en étant écartés d'une distance suffisante pour former une grille présentant un taux d'obstruction de la veine relativement faible. En fonctionnement, le film de gaz riche en carburant provenant des moyens supplémentaires d'injection 35 et des canaux 37 est brûlé en postcombustion dans le canal 102 en aval des mâts 39. Toutefois, comme du gaz riche en carburant est aussi injecté en aval des mâts 39, dans une variante illustrée sur la figure 4B il est possible d'éliminer les moyens supplémentaires d'injection 35 et/ou les canaux 37 des moteurs-fusées 11. En outre, dans le moteur-fusée 11 illustré sur la figure 4B, la perméabilité de la crépine de la paroi 27 varie le long de la chambre de combustion de manière à créer un col thermique permettant de se passer d'un rétrécissement physique du diamètre de la tuyère 17 pour passer d'un régime subsonique à un régime supersonique d'écoulement des gaz de combustion dans la tuyère 17. Un tel moteur-fusée 11 alimenté par un mélange d'ergols et comportant un corps tubulaire 12 muni intérieurement d'une paroi coaxiale 27 formant crépine définissant une zone annulaire 29 d'injection de carburant s'étendant sur la plus grande partie de la longueur dudit corps et un injecteur de comburant 21 débouchant axialement à l'intérieur de ladite crépine au voisinage de l'extrémité avant de celle-ci, et dans lequel la perméabilité de la crépine varie le long de la chambre de combustion afin de créer un col thermique pour la tuyère 17 peut aussi être adapté à d'autres utilisations sans être nécessairement associé aux autres caractéristiques des modes de réalisation illustrés. L'ensemble propulsif 101 peut fonctionner en deux modes successifs. Dans le mode de lancement, le circuit d'alimentation 107 alimente avec en comburant et gaz riche en carburant une combustion anaérobie dans les moteurs-fusées 11, lesquels fonctionnent comme éjecteurs pour accélérer un écoulement d'air dans le canal 102. Le circuit d'alimentation 107 fournit une proportion élevée de gaz riche en carburant, notamment à travers les moyens supplémentaires d'injection 35, les canaux 37, et/ou les crépines des parois intérieure 104 et extérieure 103, de telle manière que l'écoulement supersonique d'air contribue aussi à alimenter une postcombustion aérobie de ces gaz riches en carburant dans le canal 102 en aval des mâts 39. D'autre part, dans un mode exo-atmosphérique, les clapets de fermeture 150 basculent pour fermer l'ouverture d'entrée 105, et l'ensemble propulsif 101 utilise comme seul comburant le comburant embarqué, injecté dans les moteurs-fusées 11 à travers les injecteurs 33. Ainsi la poussée de l'ensemble propulsif 101 est augmentée en phase exo- atmosphérique par l'action de la pression générée en sortie des moteurs-fusées 11 dans le canal 102. En fin de mission, lors de la rentrée de l'engin aérospatial 100 dans l'atmosphère, les clapets de fermeture 150 protégeront l'ensemble propulsif 101 des charges aérodynamiques et thermiques liées à cette rentrée. Quoique la présente invention ait été décrite en se référant à un exemple de réalisation spécifique, il est évident que des différentes modifications et changements peuvent être effectués sur ces exemples sans sortir de la portée générale de l'invention telle que définie par les revendications. En particulier, l'utilisation de moteurs-fusées avec tuyères à col thermique du type illustré sur la figure 4B peut être considérée de manière indépendante des autres dispositifs énoncés dans cette description. En outre, des caractéristiques individuelles des différents modes de réalisation évoqués peuvent être combinées dans des modes de réalisation additionnels. Par conséquent, la description et les dessins doivent être considérés dans un sens illustratif plutôt que restrictif.20 REVENDICATIONS1. Ensemble propulsif (101) comportant au moins : un canal (102) limité par une paroi intérieure (104) et une paroi extérieure (103) et présentant une ouverture d'entrée (105) et une ouverture de sortie (106) ; une pluralité de moteurs-fusées (11) orientés en direction axiale dans le canal (102) et formant des éjecteurs pour accélérer à une vitesse supersonique un écoulement d'air dans le canal (102) ; et dans lequel ladite paroi intérieure (104) forme, en aval de ladite ouverture de sortie (106) du canal (102), une tuyère (120) à rampe de détente unique. 2. Ensemble propulsif (101) suivant la revendication 1, dans lequel au moins une partie desdites parois intérieure et extérieure (104,103) forme crépine pour permettre le passage de gaz pressurisé riche en carburant. 3. Ensemble propulsif (101) suivant l'une quelconque des revendications 1 ou 2, dans lequel ledit canal (102) est annulaire. 4. Ensemble propulsif (101) suivant l'une quelconque des revendications précédentes, comportant en outre une pluralité de mâts (39) reliant chacun lesdites parois intérieure et extérieure (104, 103) et dans lesquels lesdits moteurs-fusées (11) sont intégrés. 5. Ensemble propulsif (101) suivant l'une quelconque des revendications précédentes, comportant en outre des turbopompes (110,111) d'alimentation d'ergols situées axialement derrière ladite ouverture de sortie (106) du canal (102) d'un côté intérieur de ladite paroi intérieure (104), et un générateur de gaz (112) pour actionner lesdites turbopompes (110,111). 6. Ensemble propulsif (101) suivant la revendication 5, dans lequel lesdits ergols sont cryogéniques. 7. Ensemble propulsif (101) suivant l'une quelconque des revendications 5 ou 6, dans lequel ledit générateur de gaz (112) est configuré pour générer un mélange de gaz riche en carburant pour alimenter lesdits moteurs-fusées (11) et/ou ladite crépine après avoir actionné lesdites turbopompes (110,111). 8. Ensemble propulsif (101) suivant l'une quelconque des revendications 5 à 7, comportant une interface sol-bord (118) située dans une extrémité arrière de l'ensemble propulsif (101) et apte à recevoir un apport énergétique extérieur pour démarrer lesdites turbopompes (110,111). 9. Ensemble propulsif (101) suivant la revendication 7, dans lequel ladite interface sol-bord (118) est apte à recevoir un débit de carburant gazeux pressurisé pour actionner lesdites turbopompes (110,111) au démarrage. 10. Ensemble propulsif (101) suivant l'une quelconque des revendications précédentes, dans lequel chacun desdits moteurs-fusées (11) comporte : un corps tubulaire (12) muni intérieurement d'une paroi coaxiale (27) formant crépine définissant une zone annulaire (29) d'injection de carburant s'étendant sur la plus grande partie de la longueur dudit corps tubulaire ; et un injecteur de comburant (21) débouchant axialement à l'intérieur de ladite crépine à proximité de l'extrémité avant de celle-ci. 11. Ensemble propulsif (101) suivant l'une quelconque des revendications précédentes, comportant en outre au moins un clapet de fermeture (150) de l'ouverture d'entrée (105) du canal (102). 12. Engin aérospatial (100) comportant un ensemble propulsif (101) suivant l'une quelconque des revendications précédentes. 13. Procédé de propulsion dans lequel, dans un mode à combustion augmentée par air, une pluralité de moteurs-fusées (11), formant deséjecteurs accélérant à une vitesse supersonique un écoulement d'air dans un canal (102) limité par une paroi intérieure (104) et une paroi extérieure (103) et présentant une ouverture d'entrée (105) et une ouverture de sortie (106), ledit écoulement d'air supersonique participant à une postcombustion en aval des moteurs-fusées (11) et se détendant dans une tuyère (120) à rampe de détente unique formée par ladite paroi intérieure (104) en aval de l'ouverture de sortie (106).