La présente invention concerne les mo- teurs de propulsioei à réaction et leur mode de fonctionnement. Elle concerne particulièroment des moteurs de propulsion à réaction absorbant de l'air, ayant de faibles dimensions ct un faible poids et qui sont capables d'accélérer d'une manière efficace une charge depuis l'arrêt jusqu'à des vitesses hypersoniques. En conséquence la présente invention concerne un moteur à réaction aspirant de l'air et dans lequel une partie de l'énergie dc l'air sous pression aérodynamique est transmis au carburant par échange de chaleur entre l'air et le carburant. L'énergie ainsi transmise est utilisée ensuite, au moins en partie, par la détente du carburant ou d'une partie de cclui-ci dans une turbine qui entraîne le compresseur d'air du moteur. Un ou plusieurs étages d'échange de valeur sont disposés dans le conduit d'admission de l'air. Ils refroidissent l'air diffusé et ingéré et le moteur situé en aval des échangeurs de chaleur ne subit pas de température supérieure, par exemple à latemnératurc-qui correspond à Mach 3 environ (environ 3430 C) pendant des conditions de vol correspondant à des vitesses de tsach 8 à IO. Dans le moteur selon l'invention, le courant d'air est comprimé plus facilement-par le fait que l'air ingéré par le moteur est refroidi avant sa compression. Un échangeur de chaleur à régénération ou de récupération selon l'invention est disposé dans la chambre dc combustion du moteur, de sorte que depuis la vitesse de lancement jusqu' la gamme bassc des vitesses hypersoniques d'environ ?mach 4, l'échangeur de chaleur de récupération fournit une partie de l'énergie nécessaire pour le fonctionnement du compresseur. Le moteur selon l'invention comporte une turbine qui peut être à étages multiples et qui est pas reliée au compresseur par un couplage aérodynamique. En conséquence l'énergie fournie à la turbine ne dépend pas du débit d' air dans le compresseur. On peut supprimer ainsi la nécessité de compresseurs à géométrie variable ou de prises d'air supplémentaires lorsque le moteur fonctionne sur une plage tres étendue de conditions de vol. Dans le moteur à turbine à air de 1' invention, l'air contourne la turbine et le compresseur refoule l'air comprimé à pleine pression dans la chambre dc combustion du moteur. Le moteur à réaction selon l'invention comprend plusieurs échangeurs de chaleur entre l'air et le combustible, à étages successifs, un échangeur de chaleur entre le compresseur et le carburant, un échangeur de chaleur à récupération entre la chambre de combustion et le carburant, un ou plusieurs étages de turbine dans lesquels le carburant se détend afin d'en extraire de l'énergie destinée à entraîner les autres élémentsdu moteur et des dispositifs de distribution et de commande qui dirigent l'air et le carburant dans le moteur. Pour que le rendement du refroidissement soit élevé, il est avantageux que la capacité calorifique du carburant choisi soit élevée dans la plage de températures de fonctionnement, afin de permettre une absorption poussée d'énergie par kilogramme de carburant. Une conversion efficace d'énergie en poussée, au cours de la détente, nécessite que les gaz d' échappement du carburant aient un faible poids moléculaire moyen. Dans ces limitations, il.existe un nombre considérable de carburants qui peuvent être choisis en fonction d'autres caractéristiques qui leur sont nécessaires et de leur effet sur les besoins particuliers du moteur. Des exemples de carburants susceptibles d'être utilisés sont l'hydrogène et des composés contenant de l'hydrogène tels que l'ammoniac, l'alcool méthylique, l'alcool éthylique, le méthane, l'éthylène glycol et le cyclohéxane. Parmi ces carburants, ceux qui subissent une décomposition ou une di-ssociation endothermique à des températures comprises entre leur température d'emmagasinage et la température d'entrée dans la turbine et/ou la chambre de combustion, conviennent particulièrement pour le moteur. Les carburants les plus appropriés se dissocient, à ces températures, en hydrogène et en d'autres composés de poids moléculaire relativement faible, sans formation de particules de carbone libre. Des exemples avantageux de tels carburants sont l'ammoniac, l'alcool méthylique, l'éthylène glycol et le cyclohexane. Les carburants de grande capacité thermique préférffs tels que l'ammoniac, l'alcool méthylique, l'éthy- lène glycol et le cyclohéxane se dissocient en hydrogène et azote, en hydrogène et-oxyde de carbone et en hydrogène et benzène, respectivement. Leur dissociation est cndothermique et les produits gazeux résultants ont un faible poids moléculaire. Ils sont exceptionnellement propres, c'est-à-dire que les produits gazeux et leurs produits de combustion n'ont que peu ou pas du tout de tendance à encrasser le moteur, car ils ne contiennent pas de carbone libre. D'une manière générale, le procédé selon l'invention, destiné à faire fonctionner un équipement de propulsion aspirant de l'air, consiste à transférer une partie de l'énergie de l'air de pression aérodynamique de l'équipement au carburant d'alimentation par échange de chaleur indirect entre l'air et le carburant, à diriger sélectivement une partie du carburant chauffé vers la turbine d'un turbo-compresseur, à faire passer l'air de pression aérodynamique refroidi par le compresseur du turbo-compresseur, à diriger le carburant hors de la turbine, au moins une partie de l'autre partie du carburant et de l'air comprimé provenant du turbo-compresseur étant dirigée vers une chambre de combustion à transmettre sélectivement une partie de l'énergie de la chambre de combustion de ltequipement à une partie du carburant chauffé par l'air de pression aérodynamique destiné à la turbine du turbo-compresseur par échange de chaleur indirect entre les produits de combustion et ladite partie du carburant et à faire détendre les produits de combustion par une tuyère a'expansion ou de détente et de propulsion. A titre d'exemple on a décrit ci-après et représenté au dessin annexé sous forme de schémå-blocs une forme de réalisation du moteur de propulsion à réaction selon 1' invention . Comme on le voit sur le dessin, le carburant froid est pompe à la pression voulue par une pompe I entraînée par la turbine 2, 3, depuis le réservoir de carburant 4 et il est refoulé par un premier étage échangeur de chaleur 5. L'air sous pression aérodynamique, à la suite d'un diffuseur classique, est transmis de manière à effectuer un échange de chaleur indirect avec le carburant, dans deux étages d'échange de chaleur 5, 6, dc sorte que la température du carburant augmente et que l'air admis est refroidi. Le débit du carburant dans les étages d'échange de chaleur avec l'air sous pression aérodynamique peut être réglé dans des limites étendues par une variation du re foulement de la pompe I à carburant ou à l'aide d'une vanne de réglage montée sur la canalisation de refoulement entre la pompe I à carburant et l'échangeur de chaleur 5, 6. Le volume de sortie de la pompe ou la vanne de réglage peut être commandé manuellement et/ou, de la façon indiquée sur le dessin par un dispositif 7 détectant la température de sortie du compresseur 8 qui permet à une quantité suffisante de carburant d'être envoyée à l'échangeur de chaleur 5, 6 pour maintenir la température d'entrée dans la turbine 2, 3 et la température de refoulement du compresseur 8 dans des limites voulues. Le carburant chauffé est alors envoyé à une vanne 9 de contournement du premier étage de la turbine et une patie du carburant qui n'est pas nécessaire pour l'entraînement de celle-ci, peut être dirigé vers la chambre de combustion IO, de la façon indiquée sur le dessin. Il convient, également, de se rendre compte que le carburant qui passe directement de la vanne de contournement de la turbine vers la chambre de combustion peut être détendu dans une tuyère de pousséé disposée dans ladite chambre IO ou bien que la totalité ou une partie de ce carburant peut être détendue dans une tuyère de poussée située à l'exté- rieur de la chambre de combustion IO, de la manière représentee. La mise en oeuvre d'une telle tuyère de poussée est particulièrement utile lorsque la quantité de carburant nécessaire pour le refroidissement de l'air de pression aérodynamique est supérieure à la quantité qui pourrait etre brûlée en proportions stoéchiométriques avec l'air d'alimentation disponible. La partie du carburant, chauffé dans le premier étage S de l'échangeur de chaleur de l'orifice d'admission de l'air, qui est nécessaire pour l'entraînement du premier étage 2 de la turbine est envoyée par la vanne de contournement 9 de ce dernier à une vanne ou soupape de modulation II de la température de la turbine. Cette soupape, après avoir dét-ecté la température du carburant qui la traverse, en dirige une partie vers l'échangeur de chaleur de récupération 12 disposé dans la chambre de combustion et une partie vers un mélangeur I3.Le carburant dirigé vers l'échangeur de chaleur de récupération I2 continue à être chauffé dans celui-ci par la combustion du carburant provenant de la vanne de contournement de la turbine et par la combustion du carburant provenant de la turbine mélangé à l'air comprimé provenant du compresseur. Le carburant chauffé dans l'ccnangeur de chaleur de récupération nasse également dans le iPélangeur I3 où il est mélangé avec le carburant chauffé mais plus froid provenant de la soupape II de modulation de a turbine. Le mélange résultant est envoyé au premier étage 2 de la turbine ol il se détend et où une partie de son énergie est absorbée pour l'entraînement de la pompe I à carburant et du compresseur d'air 8. Le carburant d'échappement, refoulé du premier étage 2 de la turbine, est refroidi par le fait qu'il a fourni du travail et il est également à une pression plus faible qu'à son entrée dans la turhine. Ce carburant froid et à basse pression est envoyé à un second étage 6 d'échange de chaleur. Ce second étage est disposé en avant du moteur et l'air admis en I4 le traverse initialement. I1 va de soi que les termes "premier" et "second" concernent le circuit d'écoulement du carburant depuis son réservoir 4 jusqu'à la chambre de combustion IO et/ou les tuyères 15. I1 est évident que l'air passe d'abord par le second étage 6 d'échange de chaleur, puis par le premier étage 5 d'échange de chaleur avec le carburant et que l'air refroidi sortant de ces étages successifs est envoyé au compresseur d'air 8 d'où l'air comprimé est.envoyé à la chambre de combustion IO. Pour que l'air continue à être refroidi afin d'abaisser la température du moteur en aval des étages 5, 6 d'échange de caler, il faut qu'un autre dispositif d'échange de chaleur destiné à chauffer le carburant soit associé au compresseur d'air. Les détails de cet autre échangeur de chaleur ne sont pas considérés comme importants pour la présente invention. On pourra se reporter à la demande de brevet des Etas-Unis d' Amérique NO 324 958, déposée le 20 novembre I963-pour la forme de réalisation précise d'un échangeur de chaleur disposé dans les éléments du stator du compresseur. Le carburant peut être envoyé en série dans l'écijanaeur de chialeur I6 du compresseur à sa sortie du premier étage 5 d'échange de chaleur avec l'air sous pression aérodynamique, de la facon indiqué par le circuit d'écoulement représenté en Dointillé surle dessin.En variante et suivant les températures relatives, le carburant qui pénètre dans le second étage 6 d'échange de chaleur avec l'air sous pression aérodynamique ou qui -en sort, peut être acheminé par l'échangeur de chaleur I6 du compresseur, ou le carburant s'écoulant vers le.tXs" deux échangeurs de chaleur avec l'air sous pression aérodynamique, ou en sortant, peut être envoyé dans un échangeur de chaleur à trajets multiples du compresseur, d'une manière analogue mais non représentée. Pendant que le carburant passe par le second étage 6 d'échange de chaleur il est à nouveau chauffé pendant qu'il refroidit l'air sous pression aérodynamique d'entrée le plus chaud. Lc carburant passe ensuitc par une vanne I7 de contournement du second étage de la turbine, comme on le voit sur le dessin. Cette vanne, comme la première qui a été décrite précédemment, peut être réglée de manière à laisser passer la totalité du carburant vers le second étage 3 de la turbine afin qu'il s'y détende. Le carburant s'échappant du second étage 3 de la turbine est envoyé à la chambre de combustion IO dans laquelle il brûle à son tour dans l'air comprimé, de la faucon indiquée plus haut. La vanne I7 de contournement du second étage de la turbine est commande de manière à diriger la partie du carburant qui ntest pas nécessaire pour l'entraînement du second étage 3 de la turbine, soit vers la chambre de combustion IO, soit vers une tuyère de poussée disposée dans cclle-ci, soit encore vers une tuyère de poussée située. l'extérieur de ladite chambre, de la manière déjà décrite pour la vanne 9 de contournement du premier étage de la turbine et de la façon représentée schématiquement par les lignes d'écoulement sur le dessin.Des tuyères de poussée appropriées sont décrites dans la demande de brevet des Etats-Unis d'Amerique précitée et les dispositifs destinés à diriger le carburant vers la chambre de combustion sont décrits dans la demande de brevet des Etats-Unis d'Amérique N 324 332 déposée le 20 novembre I963. Les produits de combustion du carburant, dirigés depuis les vannes 9, I7 de contournement de la turbine vers la chambre de combustion IO et qui s'échappent du second étage 3 de la turbine; sortent par la tuyère de sortie du moteur et produisent une poussée. L'une des fonctions-de la soupape de modulation II de la température de la turbine est de laisser passer une quantité suffisante de carburant vers l'échangeur I2 de chaleur de récupération pour que le mélange de carburant détendu finalement dans la turbine 2, 3 soit à un niveau d'énergie suffisamment élevé pour satisfaire les besoins de la turbine qui entraîne la pompe à carburant I et le compresseur 8.Des dispositifs dc réglage du débit du carburant dans les vannes 9, I7 de contournement de la turbine et dans la soupape II de modulation de sa température peuvent être sensibles à la température du carburant, de la turbine ou du compresseur, à l'altitude, à la vitesse du véhicule ou à la vitesse de la turbine ou bien à une combinaison de deux ou d'un plus grand nombre de ces paramètres. A mesure qu'augment le nombre de Mach de la vitesse du véhicule, une quantité de moins en moins importante du carburant dirigé de la vanne 9 de contournement du prem icr étage de la turbine vers la soupape II de modulation, est envoyée à i'échaneur I2 de chaleur de récupération car l'énergie transmise au carburant par l'air sous pression aérodynamique devient de plus en plus élevée.En général, au-dessus de Mach 3, la température de l'air sous pression aérodynamique est telle que toute l'énergie nécessaire pour la turbine est fournie pas les échangeurs 5, 6 de chaleur d'admission de l'air et qu'il est inutile que du carburant en quantité quelconque soit envoyé à l'é- changeur I2 de chaleur de récupération de la chambre de combustion IO. Cependant, une certaine quantité de carburant peut être en voyée tout le temps à cet échangeur de chaleur afin d'éviter de surchauffer 1 'ensemble. Comme on l'a indiqué précédemment, pour que le refroidissement soit tres efficace et pour que l'absorption d'énergie par kilogramme de- carburant soit élevée, il est avantageux que la capacité calorifique du carburant choisi soit élévée dans la plage des températures de fonctionnement prévue pour le moteur. En même temps, pour que la conversion d'énergie en poussée soit efficace au cours du processus de détente, les gaz d'échappement du carburant choisi doivent comprendre des composants de faible poids moléculaire moyen. De ce fait, l'hydrogène cryogénique ou les carburants qui subissent une décomposition endothermique à des températures comprises entre leur température d'emmagasinage ct les températures d'entrée dans la turbine et/ou de Ia chambre de combustion, conviennent particulièrement pour 1 1équipement selon l'invention. Lorsqu'on utilise de tels carburants à des vitesses de vol relativement basses, situées en dessous de Mach I,5 environ, dans un équipement dans lequel l'air arrivant et un échangeur de chaleur de récupération sont utilisés pour le chauffage du carburant avant sa combustion, le carburant n'est 911e très peu chauffé par l'air arrivant. La plus grande partie de la chaleur nécessaire pour la décomposition et.ou l'évaporation du carburant et son chauffage jusqu' la température d'admission de la turbine, nécessaire pour. le fonctionnement du compresseur d'air, provient de ltéchangeur I2 de chaleur de récupération.A mesure que la vitesse de vol et la température de l'air admis augmentent, le refroidissement de l'air en avant du compresseur est plus important, de sorte que le carburant est plus chauffé avant son envoi dans la turbine et/ou dans la zone de combustion. En conséquence la chaleur fournie par la zone de combustion, par l'intermédiaire de l'échangeur de chaleur de récupération, doit être moindre et le programme doit prévoir une quantité moindre de carburant dans l'échangeur de chaleur de récupération situé dans la zone de combustion, avant sa détente dans la turbine. Pour des vitesses de vol encore plus élevées, toute la chaleur nécessaire est fournie par le refroidissement de l'air admis, -de sorte qu'aucune quantité de chaleur n'est prélevée dans la zone de combustion par l'échangeur de chaleur de récupération. Les échangeurs de chaleur indirects entre l'air et le carburant, situés en avant du compresseur remplissent trois fonctions principales. La première consiste à augmenter le travail effectué dans la turbine par le carburant, par addition de chaleur sans combustion, tout en réduisant le travail nécessaire poule la compression de l'air, de façon que le rendement du cycle de fonctionnement soit plus élevé. Leur seconde fonction consiste à refroidir l'air arrivant jusqu'à des niveaux de température acceptables de préférence inférieurs à 650 C, de manière à éviter des températures de sortie excessives et la dissociation des produits dans la zone de combustion.Leur troisième fonction est d'accroître la densité de l'air par refroidissement afin de donner un dcbit-masse, par unité de surface frontale du compresseur, plus élevé et un niveau plus élevé de poussée résultante. Pour des vols effectués à des nombres de Mach plus élevés, il devient de plus en plus important de refroidir l'air arrivant jusqutà des niveaux acceptables pour le compresseur. Il peut alors devenir nécessaire d'alimenter l'un ou l'autre ou les deux étages d'échangeurs de chaleur de l'air sous pression aérodynamique, d'une manière plus riche qu'à des nombres de Iracli moindres, c 'est-à-dire d'utiliser une quantité de carburant supérieure à celle qui peut être détendue dans les étages de la turbine, sans imposer de survitesse à l'ensemble rotatif.Le carburant en excès est soit envoyé directement i la chambre de combustion afin dtv brûler avec le carburant qui a été détendu dans le second étage de la turbine, soit dirigé vers les tuyères extérieures. ine partie du carburant utilise pour le refroidissement de l'air admis peut être brûlée en proportions stoéchiométriques avec l'air dans la chambre de combustion tandis que le restant du carrant peut être détendu directement à 1' atmosphère par une tuyère de poussée séparée, de la façon décrite précédemment. La valeur de la partie qui est détendue séparément est déterminée par la température maximale des gaz d'échappement et par le degré maximal e dissociation qui doivent être conservés.La mise en oeuvre de carburants dont la dissociation est endothermique, selon la présente invention, réduit la consômmation de carburant- imbrûlé. On voit que dans le cycle de fonctionnement du moteur à réaction, aspirant de l'air, décrit, les quantités de carburant nécessaire pour des vitesses de vol élevées sont commandées par la capacité de refroidissement du carburant. Il faut, pour refroidir l'air, une plus grande quantité de carburant que celle qui est nécessaire soit pour l'entraînement de la turbine, soit pour la combustion. En conséquence, tout accroissement de la capacité de refroidissement du carburant se traduit par une réduction de la quantité de carburant nécessaire et par un accroissement de sa force d'impulsion spécifique. Dans la présente invention, la disposition des éléments et leur mode de fonctionnement qui ont été décrits, accroissent considérablement la capacité de refroidissement du carburant. Le refroidissement par étages multiples de l'air de pression aérodynamique d'entrée, permet un accroissement de la capacité de refroidissement du carburant par le fait que ce- dernier est refroidi lorsqu'il se détend dans un étage de la turbine. Il s'ensuit, qu'il est possible d'incorporer, comme élément du-moteur, des étages de turbine supplémentaires et des étages d'échangeurs de chaleur avec l'air de pression aérodynamique supplémentaires, d'une façon semblable celle qui a déjà été décrite dans la présente invention. Rien que l'accroissement de capacité de refroidisserent du carhrlrant dans le moteur, en particulier-aux vitesses de vol élevées, soit l'avantage le plus net de la pre- sente invention, elle offre un autre avantage par Ac fait que la pression interne du carburant est cffectivement réduite lorsqu' il passe par l'étage d'échange de température avant, à températurc plus élevée. IJne telle réduction de pression permet de réduire par conception les éléments nécessaires d'un tcl échangeur de chaleur et de réduire les efforts qu'il est susceptible de supporter. La présente invention est basée sur la disposition des éléments du moteur décrite et représentée schématiquement sur le dessin annexé. Les exemples suivants sont destinés à décrire le mode de fonctionnement d'un tel moteur. Exemple I Il est possible de faire fonctionner d' une manière efficace un moteur, du type représenté sur le dessin, dans une plage de vitesses comprise entre la vitesse statique de lancement et une vitesse ?lacs IO, à des altitudes pouvant atteindre 45 000 mètres, à l'aide de carburant à dissociation endothermique selon l'invention ou d'hydrogène cryogénique. En dessous de 3'ach 4 environ, le carburant est chauffé par de la chaleur fournie par l'échangeur de chaleur de récupération afin de fournir une énergie suffisante pour l'entraînement de la turbine, sans combustion auxiliaire de carburant en avant de celle-ci.Audessus de lfach 4 environ, aucune quantité de carburant n'est en vouée à l'échangeur de chaleur de récupération car le chauffage du carburant effectué par l'air admis fournit toute l'énergie nécessaire pour la turbine. Exemple il Un moteur du type représenté sur le dessin et fonctionnant de la façon décrite dans l'exemple ci-dessus, produit un niveau de poussée maximal qui dépend de nombreux facteurs, tels que le rapport de compression du compresseur et son diamètre, sa durée de fonctionnement, les dimensions de son orificc d'entrée de l'air, de la chambre de combustion et des tuyères, la dimension, le poids et la valeur de la charge utile, etc. Il est évident que ces facteurs ainsi que d'autres, commandent la conception optimale du moteur produisant une pousse maximale. La poussée peut être encore accrue lorsque plusieurs de ces moteurs sont groupés.Chaque moteur du groupe comporte un ensemble rotatif turbine et compresseur, une chambre de combustion et des tuyères de propulsion par réaction séparées, mais il est possible de prévoir un blindage commun pour les orifices d'admission de l'air et des tuyères d1échappement séparés.Le carburant froid s'échappant du second étage de la turbine pet entre utilisé volonté pour le refroidissement d'éléments du moteur, tels que le cartcr de la cambre de combustion, la tuyère d'échappement, etc. avant sa combustion avec l'air comprimé, dans la chambre de combllstion. De même, a des vitesses de vol inférieures et pour des températures moindres de l'air admis, une partie de l'air refoulé par le compresseur peut être envoyée entre la paroi de la chambre de combustion et une garniture, afin de refroidir la paroi de l'enveloppe qui transporte la charge. Il est possible de réaliser un moteur composite de fusée, selon l'invention aspirant de l'air, car les caractéristiques de combustion avec de l'air de la chambre de combustion ne seraient que légèrement influencées si sa tuyère de propulsion par réaction était utilisée pour la détente des produits de combustion et pour la propulsion de la fusée. Un carburant de fusée approprié tel qu'un LOX-L1T2 peut être détendu dans une chambre de fusée disposée au centre de l'ensemble de la chambre de combustion et de la tuyère. R E lr E fI D I C A T I O N S I. Equipement de propulsion par réaction, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif contenant une chambre de combustion comportant une tuyère de sortie ct de détente, de propulsion, un organe constituant un orifice d'admission de l'air sous pression aérodynamique, un dispositif dirigeant l'air du dispositif d'admission vers la chambre de combustion, une chambre emmagasinant le carburant, un échangeur de chaleur à étages multiples étant en contact d'échange de chaleur avec l'air dans le dispositif le dirigeant, des moyens dirigeant le carburant de la chambre d'emmagasinage par un premier étage de lté- changeur de chaleur, un compresseur d'air constituant une partie du dispositif dirigeant l'air, étant situé entre l'échangeur de chaleur et ladite chambre de combustion, une turbine à expansion directe et à étages multiples entraînant le compresseur, un or gane dirigeant une partie au moins du carburant provenant du premier étage de l'échangeur de chaleur vers le premier étage de ladite turbine à expansion directe puis vers un second étage de l'échangeur de chaleur, un dispositif dirigeant au moins une partie, du carburant provenant du second étage de l'échangeur de chaleur vers le second étage de la turbine puis dans la chambre de combustion, un échangeur de chaleur de récupération étant disposé dans ladite chambre de combustion et un dispositif dirigeant sélectivement une partie du carburant ayant traversé le premier étage de l'échangeur de chaleur vers l'échangeur de chaleur de récupération puis vers le premier étage de ladite turbine. 2. Equipement suivant la revendication r, caractérisé en ce qu'un paramètre de commande du dispositif dirigeant sélectivement une partie du carburant provenant du premier étage de l'échangeur de chaleur vers l'échangeur de chaleur de récupération, est constitué par la température du carburant sortant dudit premier étage de l'échangeur de chaleur. 3 Equipement de propulsion par réaction, aspirant de l'air suivant l'une des revendications I ou 2, caractérisé en ce qu'il comprend, de plus, un échangeur de chaleur supplémentaire en contact d'échange de chaleur avec le compresseur d'air, un dispositif dirigeant le carburant sortant dudit premier étage de l'échangeur de chaleur à étages multiples vers l'échangeur de chaleur supplémentaire. 4. Vnuiperent de propulsion nar réaction, suivant l'une quelconque des revendications I à 3, caractérisé en ce qu'il comprend une source de carburant pour fusées e-t un dispositif sliriacant les produits de détente de ladite source de carburant vers la tuyère de sortie, de détente et de propulsion de ladite chambre de combustion. 5. Procédé pour raire fonctionner un équipement de propulsion aspirant de l'air, caractérisé en ce qu' il consiste à transférer une partie de l'énergie de l'air de pression aérodyr.amique de l'équipement au carburant d 'alimenta- tion nar un premier échange de chaleur indirect entre l'air de pression aérodynamique et le carburant, à diriger sélectivement une partie du carburant chauffé vers le premier étage de la turbine d'un turbo-compresseur, à faire tendre cette partie du carburant dans ledit étage de la turbine de manière à réduire sa tenperature et sa pression, à transmettre une autre partie de l'énergie de l'air de pression aérodynamique de ltequipement à ladite partie du carburant détendu par échange de chaleur indirecte entre l'air de pression aérodynamique et cette partie du carburant détendu anrès qu'elle a été refoulée au premier étage de la turbine, à diriger sélectivement une partie de cette partie de carburant détendu et réchauffé vers un second étage de la turbine du turbo-compresseur, à faire passer l'air de pression aérodynamique refroidi par le compresseur dii turbo-compresseur, à diriger, au moins, une partie de l'autre partie du carburant de manière qu'elle contourne la turbine et qu'elle soit envoyée avec l'air comprimé provenant du turbo-compresseuret le carburant refoulé du second étage de la turbine, dans une chambre de combustion et à détendre les produits de combustion par une tuyère de détente et de propulsion. 6. Procédé suivant la revendication 5, caractérise en ce qu'il consiste, de plus, à transmettre sélectivement une partie de l'énergie provenant de la chambre de combustion de l'équipement à une partie du carburant chauffé par l'air de pression aérodynamique envoyé au premier étage de la turbine du turbo-compresseur, par échange de chaleur indirect entre les produits de combustion et ladite partie du carburant. 7. Procédé suivant l'une des revendications 5 ou 6, caractérisé en ce qu il consiste, de plus, à transmettre une partie de l'énergie extraite de l'air pendant sa compression au carburant, après le premier échange de chaleur indirect, par un autre écharne de chaleur indirect entre le com prcsseur et le carburant. 8. Procédé suivant l'une des revendications 5 ou 6, caractérisé en ce qu'il consiste, de plus, à transmettre une partie de l'énergie extraite de l'air pendant sa compression la partie du carburant qui est détendu par un autre échanae de chaleur indirect entre le compresseur et ladite partie du carburant détendu. 9. Procédé suivant l'une quelconque des revendications 5 à 8, caractérisé en ce que l'échange de chaleur indirecte entre l'air de pression aérodynamique et ladite partie du carburant détendu s'effectue dans la partie à Ja température la plus élevée du courant d'air de pression aérodynamique. IO. Procédé suivant l'une ouelconque des revendications 5 à 9, caractérisé en ce que le carburant de 1' équipement est choisi parmi l'hydrogène, l'ammoniac, l'alcool méthylique, l'alcool éthylique, le méthane, l'éthylène glycol et le cyclohéxane.