FR 2615903 A1 19881202 FR 8707396 A 19870526 MOTEUR THERMIOUE AEROBIE. NOTAMMENT POUR LA PROPULSION D 'AVIONS HYPERSONIOUES La présente invention concerne un moteur thermique aérobie, notamment pour la propulsion d'avions hypersoniques, ou même d'avions orbitaux dans leur phase de vol aérobie, à savoir pouvant voler à Mach 6 ou plus. il s'agira en particulier d'un moteur du type mettant en oeuvre au moins deux sources de chaleur à températures différentes, à savoir au moins une source -chaude ou à température intermédiaire et une source froide, et comportant au moins une turbine entraînant un compresseur, l'énergie cinétique des gaz d'éjection produisant la poussée nécessaire à la propulsion. Différents types de moteurs sont actuellement envisagés dans le domaine d'applications défini cidessus 1-) Les turboréacteurs à rechauffe, dans lesquels, de façon classique, le compresseur précède la turbine et est alimenté par une entrée d'air atmosphérique, des sources de chaleur (foyers alimentés par exemple en hydrogène) étant prévues d'une part entre le compresseur et la turbine, d'autre part, pour la rechauffe, entre la turbine et la tuyère de sortie 2 ) les turboréacteurs à rechauffe avec échangeur en amont, à savoir du même type que sous 1-), mais avec un échangeur de chaleur refroidisseur, par exemple du type air/hydrogène cryogénique, disposé entre l'entrée d'air et le compresseur 3 ) les turbofusées, dans lesquelles le compresseur est alimenté par l'entrée d'air et la turbine par un générateur de gaz lui-même alimenté par un oxydant et un réducteur embarqués, les gaz provenant du compresseur et de la turbine étant mélangés et brûlés dans un foyer, avant éjection par la tuyère de sortie ; 4 ) les moteurs combinés, qui sont constitués d'un assemblage de moteurs ou d'éléments de moteurs, de façon à assurer de bonnes performances tant en impulsion spécifique qu'en poussée, sur tout le domaine de vol. Ces moteurs peuvent ainsi compren dre, par exemple, un turboréacteur, un statoréacteur et une fusée, avec en général une soufflante ou un compresseur placé en amont. Les inconvénients de ces différents types de moteurs sont les suivants dans les configurations 1, 3 et 4 les compresseurs ou soufflantes (dans la configuration 4) sont soumis, à partir de nombres de Mach de l'ordre de 3 à 4, à des températures d'arrêt très importantes, qui ne permettent plus de garantir la bonne tenue mécanique de ces organes. De plus, la vitesse périphérique des roues, rapportée à la racine carrée de la température d'arrêt, étant fort réduite, le rapport de pression des compresseurs se trouve considérablement diminué, ce qui nuit au rendement. Les turboréacteurs à rechauffe avec échangeur amont résistent un peu mieux aux hautes températures d'arrêt à l'entrée, du fait de la présence en tête de l'échangeur refroidisseur, mais on atteint encore rapidement, dans les derniers étages du compresseur, une température égale ou supérieure à 900 C, ce qui pose là également un problème de tenue des matériaux. De plus, aux forts nombres de Mach l'échangeur, placé en un point chaud du cycle thermodynamique, n'est plus intéressant d'un point de vue thermopropulsif. Quant aux moteurs à turbofusées, ils font appa raître la difficulté de mélanger efficacement à grande vitesse le fluide central souvent riche en hydrogène, et le fluide périphérique issu du compresseur. Enfin, les moteurs combinés se caractérisent par leur complexité technologique, leur difficulté de mise au point et la persistance des problèmes thermiques au quels sont soumis les turboréacteurs. Le but de l'invention est de remédier aux inconvénients de la technique antérieure qui vient d'être rappelée, et, d'une façon générale, d'élaborer une architecture de propulseur adaptée aux missions aérobies hypersoniques qui présente les caractéristiques avantageuses suivantes - simplicité et fiabilité - permettant un décollage efficace, au moins dans des conditions comparables à celles d'un turboréacteur moderne à rechauffe - pouvant fonctionner jusqu'à des nombres de Mach éle vés, -de l'ordre de 6 et plus, et résister principa lement aux hautes températures d'arrêt à l'entrée du moteur. A cet effet, un moteur thermique aérobie du type mentionné au début est, conformément à la présente invention, essentiellement caractérisé, dans sa version la plus simple, en ce que ladite source chaude ou à température intermédiaire est constituée par lrair atmosphérique et la source froide par un fluide cryogénique, et en ce que, si on considère ledit mo teur dans le sens allant de l'entrée des gaz à leur sortie, ladite turbine est disposée en amont dudit compresseur et est alimentée par les gaz de ladite source chaude ou à température intermédiaire, un échangeur de chaleur refroidisseur, alimenté par ledit fluide cryogénique et constituant ladite source froide, étant interposé entre la turbine et le com presseur. Ainsi, on voit qu'à l'inverse de la disposition classique dans laquelle la source chaude est assurée par la combustion d'un mélange combustible et la source froide est constituée par l'air ambiant, selon la présente invention la source chaude est constituée par l'air ambiant, et la source froide par un échangeur dans lequel circule un fluide cryogénique. I1 s'agit donc d'un "moteur à cycle inverse". La présente invention porte donc, en premier lieu, sur un moteur thermique à cycle inverse qui, dans sa version la plus simple, comporte une turbine directe ment-alimentée par l'air atmosphérique, d'où il s'échappe à une pression très inférieure dans un échangeur parcouru (avantageusement à contre-courant) par un fluide cryogénique, le compresseur, entraîné par la turbine et disposé en aval, ramenant finalement la pression de l'air à la valeur ambiante. La puissance utile provient, de façon classique, de la différence entre la puissance produite par la turbine et celle qui est consommée par le compresseur. Dans un tel moteur conforme à l'invention, le fluide cryogénique n'est pas nécessairement -un combustible. I1 pourrait s'agir par exemple d'azote liquide, voire d'hélium liquide, ce qui permettrait notamment d'obtenir une sécurité absolue de fonctionnement dans des atmosphères explosives, ou pour éviter une détection infrarouge, puisqu'il n'y aurait alors aucune combustion, contrairement au cas des moteurs thermiques classiques. Toutefois, il sera particulièrement avantageux d'utiliser comme fluide cryogénique de l'hydrogène liquide, ce fluide constituant une remarquable source froide, et pouvant en outre, sous sa forme gazeuse, après réchauffement dans l'échangeur, être utilisé en tant que combustible dans au moins un foyer pouvant lui-même alimenter des turbines ou des tuyères propulsives. On obtiendra alors un autre type de nouveau moteur thermique, possédant au moins trois sources de chaleur principales ayant des températures différentes - une source chaude provenant de la combustion de l'hydrogène - une source intermédiaire constituée par l'air dans les conditions d'arrêt (le moteur étant supposé en dépla cement) ; et - une source froide constituée par l'échangeur à hydro gène liquide. On pourra prévoir dans le moteur une ou plusieurs sources chaudes, à savoir qu'il pourra comporter, en aval d'une entrée d'air, une première chambre de combustion alimentant ladite turbine et éventuellement, en aval du compresseur, une seconde chambre de combustion alimentant une tuyère d'éjection. Un moteur thermique conforme à l'invention pourra donc encore être caractérisé en ce qu'il comporte, de l'amont vers l'aval par rapport au trajet des gaz - une entrée d'air - une première chambre de combustion - une turbine - un échangeur de chaleur air/hydrogène cryogénique - un compresseur accouplé mécaniquement à la turbine - une seconde chambre de combustion ; et - une tuyère d'éjection des gaz. On voit qu'il s'agit là encore d'un moteur à cycle inverse, puisque la première chambre de combustion et la turbine sont situées en amont du compresseur, eu égard au sens de l'écoulement des gaz dans le moteur. Un tel moteur sera particulièrement bien adapté aux vols à Mach 6. En effet, la turbine est alors directement alimentée par de l'air à 1 300 ou 1 500 C, valeur utilisée dans les turboréacteurs classiques, (et il sera inutile de refroidir l'entrée d'air). On constate ici un important avantage présenté par un moteur conforme à l'invention sur l'architecture classique à compresseur en tête. Celui-ci ne pouvant supporter ces températures, il est nécessaire de refroidir l'air à l'admission. Ce refroidissement doit être très important, puisque le compresseur doit réchauffer l'air à une température qui restera largement inférieure à celle admise à l'entrée de la turbine. Il apparaît ainsi clairement que l'adoption du cycle inverse dans un moteur conforme à l'invention permettra d'atteindre des Mach de vol supérieurs au Mach limite du turboréacteur classique à admission refroidie. En tout état de cause, on pourra prévoir en outre, dans un moteur à cycle inverse du type susdécrit, que l'entrée d'air, de même que ladite tuyère d'éjection des gaz, sont à géométrie variable. Des modes d'exécution d'un moteur thermique conforme à l'invention, ainsi que les diagrammes de fonctionnement correspondants et un certain nombre de variantes de réalisation vont maintenant être décrits, à titre d'exemples nullement limitatifs, avec référence aux figures du dessin annexé dans lequel - la figure 1 représente schématiquement, dans sa version de base, un moteur thermique à cycle inverse conforme à la présente invention, son diagramme de fonctionnement théorique H = f(S) étant représenté à la figure 2 - la figure 3 est un diagramme analogue à celui de la figure 2, mais tenant compte des rendements isentro piques du compresseur et de la turbine - la figure 4 montre les courbes de coefficient de per formance et de puissance spécifique en fonction des différences de température entre l'entrée et la sortie de la turbine - la figure 5 représente schématiquement un moteur thermique à cycle inverse conforme à l'invention, du type comportant deux chambres de combustion - les figures 6 et 7 représentent les diagrammes de fonctionnement H = f(S) d'un tel moteur respectivement pour un vol à Mach 0 et pour un vol à Mach important et - les figures 8 et 9 représentent schématiquement d'au tres moteurs à cycle inverse conformes à l'invention, respectivement une turbofusée et un moteur avec effet de trompe produit au niveau du compresseur. Le moteur cryogénique à cycle inverse de la figure 1 comporte, de-l'amont vers l'aval, eu égard au sens de déplacement des gaz : une source chaude constituée par un antiradiateur AR ; une turbine T recevant de l'antiradiateur de l'air à la température T1 ; un échangeur de chaleur refroidisseur Ech, prélevant à l'air détendu dans la turbine, et amené à la température T2, une quantité de chaleur Qf amenant cet air à la température T3 ; et un compresseur C accouplé à la turbine T et amenant l'air à la température T4, cet air étant ramené à l'antiradiateur AR. L'échangeur est alimenté à contrecourant par une source Fc de fluide cryogénique, par exemple de l'azote liquide. Sur le diagramme enthalpie/entropie de la figure 2, on a indiqué en 1, 2, 3 et 4 les points de fonctionnement correspondant respectivement aux emplacements 1, 2, 3 et 4 du schéma de la figure 1, de sorte que ce diagramme s'explique pratiquement de lui-même - de 1 à 2, détente isentropique de l'air dans la turbi ne T (son rendement ainsi que celui du compresseur C sont ici considérés = 1), à partir d'une température T1, ce qui fournit à la turbine l'énergie Wt;; - de 2 à 3, refroidissement isobare dans l'échangeur, jusqu'à la température T3, avec prélèvement de la quantité de chaleur Qf - de 3 à 4, compression isentropique dans le compresseur C, lequel prélève sur l'arbre de la turbine T 1 'éner- gie Wc - de 4 à 1, réchauffage isobare de l'air de la tempéra ture T4 à la température T1 dans l'antiradiateur AR, le système prélevant ainsi à l'extérieur la quantité de chaleur permettant de ramener le fluide principal à la température initiale. Le travail disponible sur l'arbre est Wt - Wc et le coefficient de performance Cp = Wt-Wc = T1 Qf T2 Un tel moteur peut fournir une trés grande énergie (Wt - Wc), par rapport à la petite quantité de chaleur (Qf) fournie par le fluide principal à la source froide. Sur la figure 3, qui tient compte des fonctionnements non isentropiques du compresseur et de la turbine, on a utilisé les mêmes références et indications que sur la figure 2 pour désigner les mêmes points du diagramme, de sorte que celui-ci s'explique de lui-même. Les courbes représentant le coefficient de performance CP et la puissance spécifique Wf en fonction de T1-T2 sont données à la figure 4. On voit que l'on peut -obtenir pour une température T1 de 115 C au point haut du cycle et une température T3 de - 173 C au point bas, avec un rendement aérodynamique rIA, des parties fixes de 0,95, une puissance spécifique supérieure à 50 kJ/kg du fluide principal lor-sque T1-T2 est compris entre 100 et 200 C. On a aussi indiqué sur cette figure le coefficient de performance CP' et la puissance spécifique W'f pour T1 = 15 C. Pour ces deux exemples, les rendements Pt de la turbine et Pc du compresseur ont été supposés égaux à 0,90. On a également représenté (courbe en tirets) le coefficient de performance CP" correspondant au cycle de la figure 2 pour T1 = 15. C. A la figure 5, on a décrit, encore schématiquement, un moteur thermique conforme à l'invention du type général à cycle inverse mais comportant en outre deux chambres de combustion consommant de l'hydrogène, et étant donc du type à trois sources de chaleur principales : la source chaude, la source intermédiaire et la source froide qui ont été mentionnées plus haut. Ce moteur comporte donc, de l'amont vers l'aval, une entrée d'air EA, une première chambre de combustion ou foyer F1, une turbine T, un échangeur de chaleur hydrogènelair désigné Ech, un compresseur C, une seconde chambre de combustion ou foyer F2, et une tuyère de sortie TS. En Fc, on a représenté la source d'hydrogène cryogénique alimentant les foyers F1 et F2 après que l'hydrogène a été réchauffé dans l'échangeur Ech jusqu'à la température Tg cet hydrogène étant stocké à une température T8 de l'ordre de -263 à -258'C. Sur les figures 6 et 7 on a représenté les diagrammes de fonctionnement enthalpie/entropie pour un tel moteur supposé à Mach de vol nul (figure 6) et à Mach de vol important (figure 7). Pour faciliter la compréhension de ces figures, on a repéré par les indices i0, i 1 i7 les points du diagramme correspondant aux indices 0, 1 7 portés sur le schéma de la figure 5. Ceci étant, les principales caractéristiques de structure et de fonctionnement d'un tel moteur pourront être les suivantes - Entrée d'air EA [0-1] L'entrée d'air EA, qui peut être à géométrie variable, doit permettre une bonne alimentation du moteur aussi bien au décollage qu'à nombre de Mach élevé (6 et plus). On voit qu'au décollage (figure 6) les points i0 et i1 du cycle sont confondus, tandis qu'en vol à Mach élevé, on a une phase de compression O-i1 correspon dant à une importante augmentation d'enthalpie due à la compression dynamique dans l'entrée d'air EA (figure 7). Par ailleurs il est à noter que sur la figure 6 la pression atmosphérique au sol a été représentée par l'isobare po, et que sur la figure 7 la pression à l'altitude z de vol a été représentée par l'isobare désignée pz - Foyer F1 [1-2] Le foyer F1 reste en principe allumé tant que la température d'arrêt à l'entrée du moteur reste infé rieure à une température avantageusement de l'ordre de 800 à 1 100 ' C, point i2 des figures 6 et 7). turbine T [2-3) La détente des gaz dans la turbine T permet de fournir la puissance sur l'arbre du compresseur C situé en aval. La présence de la turbine en tête présente un énorme avantage du point de vue de la tenue des matériaux par rapport au turboréacteur classique et notamment aux grands-nombres de Mach (de l'ordre de 6) où la température d'arrêt Ti peut avoi siner 1530'C : a) les aubes de la turbine sont très épaisses, con trairement à celles des compresseurs, et se prêtent facilement à un refroidissement interne à l'aide de l'hydrogène cryogénique, alors que les aubages de compresseur, beaucoup plus fins, s'y prêtent très mal. b) dans le futur, les progrès de la technologie (aubes refroidies, aubes en céramique au moins pour la première roue) permettront de dépasser la tempéra ture de 1 600 C actuellement atteinte. c) dans une turbine, la température d'arrêt va en chutant de l'amont vers l'aval alors que c'est le contraire dans les compresseurs. d) au décollage, une température T2 = 730 à 830 C est suffisante sans altération notable de l'impulsion spécifique ni de la poussée, ce qui permet d'aug menter la longévité de la turbine. e) la première roue d'une turbine est attaquée avec un moment cinétique important, ce qui n'est pas le cas pour la première roue d'un compresseur. Il en ré sulte que la température d'arrêt au bord d'attaque des aubes d'une turbine sera plus faible d'environ 200 à 300 C par rapport à celle obtenue sur les bords d'attaque de la première roue d'un compres seur. La turbine T peut être d'une certaine manière considérée comme le bouclier thermique du moteur, préférentiellement à l'échangeur qui ne peut être refroidi, sous condition de refroidir efficacement le premier distributeur. Le distributeur de la turbine est bien placé puisque, en basse pression, les échanges thermiques sont atténués. L'emploi pour la première roue d'aubages plutôt à action qu a réaction (accroissement du rapport vitesse tangentielle absolue d'entrée/vitesse de rotation) permet de diminuer sensiblement la température d'arrêt sur l'aubage mobile, ceci particulièrement dans le cas de l'air pur, ce qui ne sera plus le cas derrière des produits de combustion avec une forte richesse en hydrogène où Cp 8000 ne permet plus d'abaisser fortement les températures d'arrêt relatives (cas de la turbofusée). - Echangeur Ech [3-4] Un échangeur Ech gaz brûlés/hydrogène cryogéni que, à contre-courant pour minimiser la production d'entropie, permet de refroidir très sensiblement les gaz issus de la turbine T. Ce refroidissement s'effec tue sensiblement à pression constante (aux pertes de charge près). La très grande capacité calorifique de l'hydrogène (cl~14 à 15000 J/kg-C) permet de refroidir efficace ment les gaz du circuit principal avec un débit d'hydrogène ùc l'ordre de grandeur de celui qui va être brûlé dans l'ensemble des deux chambres F1 et F2, débit en principe inférieur à 7 % du débit d'air, valeur qui correspond sensiblement à l'égalité des variations de température dans le circuit d'hydrogène et dans le circuit principal T3-T4 =-Tg-T8. Le fonctionnemnt à des richesses > 1 permet de ne véhicu ler que des gaz réducteurs, ce qui est favorable quant à la tenue mécanique des matériaux. - Compresseur C [45] Les courbes isobares, dans le diagramme (H,S) des figures 6 et 7, peuvent être assimilées, en pre mière approximation, à des exponentielles se déduisant l'une de l'autre par translation suivant l'axe des S. Il en résulte que la compression des gaz, après un refroidissement intense, en utilisant la puissance développée par la turbine, permettra .d'accroitre sensiblement la pression des gaz par rapport à celle existant à l'entrée du foyer F1- : Pi5 > Pi1 ce qui, bien sûr, favorise la poussée. - Foyer F2 [56) Le foyer de type à rechauffe F2 permettra de brûler au moins une partie de l'hydrogène réchauffé par l'échangeur avec l'oxygène restant disponible après la combustion dans F1, ceci afin d'atteindre la température Ti6 maximale du cycle. - Tuyère de sortie TS [6] L'énergie cinétique des gaz dans la tuyère d'éjection TS, mesurée par la différence d'enthalpie sûr fonction de la pression- maximale pi6 du cycle et de la température maximale Ti6 du cycle. A titre de variante du moteur qui vient d'être décrit avec référence à la figure 5, il y a lieu de noter que gracie à une canalisation de dérivation on pourrait envisager, aux faibles nombres de Mach, d'intervertir les ensembles encadrés d'un trait interrompu, à savoir l'ensemble foyer F1-turbine T et l'ensemble échangeur Ech-compresseur C. Cela permettrait d'accroitre très sensiblement l'impulsion spécifique au décollage, sans altération de la poussée. On pourrait également envisager, pour prolonger l'utilisation du moteur à cycle inverse jusqu'à Mach 7, de décomposer le compresseur C en deux corps, en intercalant entre eux un échangeur à contre-courant gaz principaux/hydrogène. Cela permettrait de faire en sorte que la température d'arrêt au niveau du dernier étage du compresseur reste compatible avec une tenue satisfaisante des matériaux. A la figure 8 on a représenté schématiquement, à titre de variante, un autre moteur thermique du type à cycle inverse, à savoir une turbofusée. Sur cette figure on a utilisé les mêmes références que sur la figure 5 pour désigner les mêmes parties du moteur. La seconde chambre de combustion F2 est associée ici à une chambre de mélange M, alimentée en oxygène pressurisé issu d'un réservoir d'oxygène cryogénique R. Cela permet de brûler une plus grande partie de l'hydrogène utilisé et d'accroître la poussée. On peut obtenir ainsi un couple impulsion spécifiquepoussée optimal, notamment utile pour un décollage à montée rapide ; d'une façon générale, cela permettra d'optimiser ce couple en fonction de la mission. La figure 9 représente encore une autre variante du moteur thermique à cycle inverse représenté à la figure 5. Là encore on a utilisé sur ces deux figures les mêmes références pour désigner les mêmes parties du moteur. Comme dans la variante de la figure 8, la seconde chambre de combustion F2 est associée à une chambre de mélange M, mais son alimentation en comburant est assurée ici par un effet de trompe (symbolisé en ET), aspirant l'air atmosphérique et permettant ainsi d'amener à la chambre de combustion F2 l'oxygène complémentaire nécessaire à la combustion de la totalité de l'hydrogène. On peut faire en sorte, par exemple, que cet effet de trompe prenne naissance au niveau de la sortie du compresseur C. Les avantages d'un moteur à cycle inverse conforme à l'invention sont les suivants l'interversion de la position relative de la turbine et du compresseur, par rapport aux turboréacteurs classiques, permet de faire en sorte que la pression maximale du cycle thermodynamique soit réalisée à l'entrée de la tuyère de sortie, ce qui n'est pas le cas de ces turboréacteurs classiques.Cet avantage est particulièrement intéressant car, à égalité de tempé rature et de pression dans le foyer F2, les épaisseurs de carter seront plus importantes dans le turboréac teur classique, notamment au niveau du foyer - la turbine placée en tête, juste derrière l'entrée d'air, se comporte à grand nombre de Mach comme un véritable bouclier thermique pour le reste du moteur - le cycle thermodynamique découlant de la disposition particulière de la turbine en amont du compresseur permet d'exploiter au mieux les avantages de la source froide cryogénique, en retirant les calories au systè= me au point bas des températures du cycle thermodyna mique, surtout à grand nombre de Mach - un moteur conforme à l'invention permet aussi un décollage efficace, sans chariot d'accompagnement, et ceci en ménageant la turbine et les foyers, d'où une longévité accrue de ce moteur ; on peut envisager de fonctionner avec une faible consommation d'hydrogène à partir de Mach 2,5 environ. En d'autres termes, et à titre de comparaison, le moteur conforme à l'invention permet au décollage d'obtenir la même poussée qu'un turboréacteur à rechauffe, et fonctionne utilement au-delà de la limite de fonctionnement des statoréac teurs à combustion subsonique - on obtient encore une poussée importante à des Mach de l'ordre de 6 à 7, alors que les performances d'un sta toréacteur à combustion subsonique, à de tels nombres de Mach, faiblissent un moteur à cycle inverse conforme à la présente invention sera particulièrement bien adapté à la propulsion des avions orbitaux, de même qu'aux avions hypersoniques de transport. REVENDICATIONS 1. Moteur thermique aérobie, du type mettant en oeuvre au moins deux sources de chaleur à températures différentes, à savoir au moins une source chaude ou à température intermédiaire et une source froide, et comportant au moins une turbine (T) entraînant un compresseur (C), l'énergie cinétique des gaz d'éjection produisant la poussée nécessaire à la propulsion, caractérisé en ce que ladite source chaude ou à température intermédiaire est constituée par l'air atmosphérique et la source froide par un fluide cryogénique, et en ce que, si on considère ledit moteur dans le sens allant de l'entrée des gaz à leur sortie, ladite turbine (T) est disposée en amont dudit compresseur 2. Moteur thermique selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit fluide cryogénique est constitué, en tout ou partie, par de l'azote liquide. 3. Moteur thermique selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit fluide cryogénique est constitué, en tout ou partie, par de l'hydrogène liquide. 4. Moteur thermique selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comporte en outre au moins une chambre de combustion tF1,F2) alimentée en hydrogène gazeux par ledit échangeur refroidisseur (euh). 5. Moteur thermique selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comporte, en aval d'une entrée d'air (EA), une première chambre de combustion (F1) alimentant ladite turbine (T). 6. Moteur thermique selon la revendication 4 ou 5, caractérisé en ce qu'il comporte, en aval du compresseur (C), une seconde chambre de combustion (F2) alimentant une tuyère d'éjection (TS). 7. Moteur thermique aérobie, du type mettant en oeuvre au moins deux sources de chaleur à températures différentes, à savoir au moins une source chaude ou à température intermédiaire et une source froide, et comportant au moins une turbine (T) entraînant un compresseur (C), l'énergie cinétique des gaz d'éjection produisant la poussée nécessaire à la propulsion, ce moteur comportant comme source à température intermédiaire l'air atmosphérique et comme source froide un échangeur de chaleur refroidisseur (Ech) alimenté en hydrogène liquide, caractérisé en ce qu'il comporte, de l'amont vers l'aval par rapport au trajet des gaz - une entrée d'air (EA) - une première chambre de combustion (F1) - une turbine (T) - un échangeur de chaleur air/hydrogène cryogénique (Ech) - un compresseur (C) accouplé mécaniquement à la turbine (T) - une seconde chambre de combustion (F2) cet et - une tuyère (TS) d'éjection des gaz. 8 Moteur thermique selon la revendication 7, caractérisé en ce que ladite entrée d'air (EA) est à géométrie variable. 9. Moteur thermique selon la revendication 7 ou 8, caractérisé en ce que ladite tuyère d'éjection des gaz (TS) est à géométrie variable. 10. Moteur thermique selon l'une quelconque des revendications 7 à 9, caractérisé en ce qu'il comporte une canalisation de dérivation permettant d'intervertir l'ensemble foyer (F1)-turbine (T) et l'ensemble échangeur (Ech)-compresseur (C). 11. Moteur thermique selc-n l'une quelconque des revendications 7 à 9, caractérisé en ce que ledit compresseur (C) comporte deux corps séparés par un échangeur de chaleur refroidisseur. 12. Moteur thermique selon l'une quelconque des revendications 7 à 9, caractérisé en ce que ladite seconde chambre de combustion (F2) est associée à une chambre de mélange (M), laquelle est alimentée en oxygène pressurisé par un réservoir d'oxygène cryogénique (R). 13. Moteur thermique selon l'une quelconque des revendications 7 à 9, caractérisé en ce que ladite seconde chambre de combustion (F2) est associée à une chambre de mélange (M), laquelle est alimentée en air atmosphérique par un effet de trompe (ET). 14. Avion hypersonique, caractérisé en ce qu'il comporte un moteur thermique conforme à la revendication 1 ou à l'une quelconque des revendications 3 à 13.