L'invention est relative aux dispositifs propulseurs à réaction, pour engins aériens, du genre de ceux comportant un étage unique (par opposition aux dispositifs propulseurs à au moins un étage largable} dans lequel sont groupes deux moteurs à réaction de types différents, à savoir ;; d'une part, un stato-réacteure ctest-à-dire un moteur à réaction aérobie pour lequel le flux de gaz propulsifs éjectés est engendré par la combustion d'une phase combustible avec de l'air ambiant capté par une prise d'air dynamique, un tel statoréacteur ne pouvant fonctionner qutauedessus d'une vitesse de vol prééterminée (subsonique ou supersonique), et, d'autre part, un moteur à réaction anaérobie, appelé couramment "moteur-fusée", pour lequel le flux de gaz propulsif s éjectés est engendré par la réaction de produits (propèrgol) stockes dans le moteur (à 'exclusion de toute utilisation dtair ambiant), un tel moteur-fusée pouvant être, soit à propergol liquide (réaction entre deux phases liquides), soit à propergol solide ( réaction entre deux phases solides), soit à propergol de type hybride, cette dernière catégorie faisant intervenir la réaction d*une phase solide (combustible ou comburant) logée dans une chambre de combustion et d'une phase fluide (comburant ou combustible) stockée à bord de l'engin et délivrée progressivement dans ladite chambre de combustion. Pour un tel dispositif propulseur à réaction composite, le régime de croisière (subsonique ou supersonique) de l'engin équipé de ce dispositif propulseur est assuré, en général, par le stato-réacteur seul, la mise en vitesse de l'engin à la susdite vitesse de vol prédéterminée étant assurée par le moteur à réaction anaérobie qui peut alors une fois franchie cette vitesse de vol prédéterminée,ètre stoppé après mise en marche du stato-réacteur (fonctionnement séquentiel des deux moteurs à réaction), ou au contraire intervenir à nouveau (concurremment avec le stato-réacteur) pour impartir à l'engin des accélérations nécessitées par la mission dudit engin (fonctionnement simultané des deux moteurs à réaction). L'invention vise plus particulièrement, mais non exclusivement, parmi les dispositif 5 propulseurs à réaction dont il vient d'être question, ceux pour missiles et , notamment, pour des missiles militaires nécessitant, en cours de mission, des poussees occasionnelles importantes destinées, par exemple, à provoquer un brusque accroissement de la vitesse de vol ou un rapide changement de cap, ce qui est le cas, en particulier, pour certains missiles surface-surface. à l'approche de I'bjec- tif visé. On conçoit que, pour de tels dispositifs propulseurs composites, dont les deux moteurs à réaction doivent pouvoir fonctionner successivement indépendamment l'un de l'autre ou, au contraire, simultanément, il est capital que les jets gazeux propulsif s issus respectivement de chacun des deux susdits moteurs à réaction, demeurent exempts de toute perturbation sensible d'écoulement, aussi bien lors d'unfbnctionnement séquentiel que lors d'un fonctionnement simultané des deux moteurs à réaction en question. Or, étant donné que le moteur-fusée est généralement logé coaxialement à l'intérieur du stato-réacteur, le problème d'un écoulement satisfaisant (séquentiel ou simultané) des deux jets gazeux propulsifs se complique du fait que le moteur-fusée doit être prolongé, vers l'arrière, par un passage déjection axiale dégagé, ce qui interdit d'avoir recours, pour le contrôle du jet propulsif du stato-réacteur, à un noyau axial matériel en forme d'olive du genre de ceux couramment utilisés pour des stato-réacteurs simples, c'est-à-dire pour des stato-réacteurs qui ne sont pas associés à un moteur-fusée interne. L'inventionta précisément pour objet de résoudre,de façon plus satisfaisante que jusqu'à présent, les problèmes évoqués ci-dessus à propos du fonctionnement et de la qualité d'écoulement des jets propulsifs respectifs des deux moteurs à réac-tion (stato-réacteur et moteur-fusée) constitutifs des dispositifs propulseurs visés par l'invention. L'invention vise donc à procurer un dispositif propulseur à réaction composite (constitué par un stato-réacteur enveloppant un moteur à réaction anaérobie coaxial) pour lequel les jets respectifs propulsifs des deux moteurs à réaction s'écoulent de façon satisfaisante, aussi bien en fonctionnement séquentiel qu'en onctionnement simultané. Avant d'aborder la disposition principale de l'invention, il parait opportun de préciser que, dans l'état actuel de la technique et au point de vue terminologique, la sortie du jet propulsif s'opère, dans le cas d'un moteur-fusée, par une tuyère, ctest-à- dire par un organe d'évacuation présentant un col sonique suivi d'un divergent et assurant une accélération du flux traversant ledit organe, et, dans le cas d'un stato-réacteur, par un n éjecteur n c'est-à-dire par un organe d'évacuation, d'une plus grande géné ralité -que la susdite tuyère, capable ou non d'assurer une accélération du flux traversant ledit organe. Compte tenu de ces différents rappels, le dispositif propulseur à réaction selon l'invention, pour engins aériens et notamment pour missiles, comporte, groupés en un seul étage, deux moteurs à réaction de natures différentes, à savoir un stato-réacteur et un moteur-fusée disposé coaxialement à l'intérieur de ce stato-réacteur dans une position telle que la section de sortie de la tuyère de ce moteur-fusée soit située en amont, ou à la limite au niveau, de la section de sortie de l'éjecteur du susdit stato-réacteur, le susdit dispositif propulseur à réaction étant caractérisé par les points suivants, considérés en combinaison a) le décalage axial vers l'amont de la section de sortie de la tuyère du moteur-fusée par rapport à la section de sortie de l'éjecteur du stato-réacteur est compris entre 0 et 2D, D étant le diamètre interne de la chambre de combustion dudit stato-réacteur au niveau de l'éjecteur bl l'éjecteur du stato-réacteur présente une forme convergente, ou à la limite cylindrique, à l'exclusion de toute forme divergente, c) la tuyère divergente du moteur-fusée et l'enveloppe du stato-réacteur sont conformés de façon telle que les parois en regard de ces deux éléments déterminent un convergent annulaire accélérant le flux circulant entre lesdits éléments jusqu'à une valeur qui est au maximum sonique, le col de ce convergent annulaire étant adapté (en ce qui concerne sa section) aux conditions de température, de pression et de vitesse du flux'air ambiant capté et acheminé vers le susdit convergent annulaire, ainsi qu'à la quantité de chaleur apportée audit flux par la combustion de la phase combustible délivrée dans la chambre de combustion du stato-réacteur en amont du susdit col. Grâce à cette disposition on dispose bien, immédiatement en aval de la tuyère du moteur fusée, d'un passage d'éjection axiale dégagé à travers lequel peut s'écouler dans de bonnes conditions le flux issu dudit moteur-fusée, aussi bien lorsque ce dernier fonctionne seul (mise en vitesse de 'engin) que lorsqu'il fonctionne concur remet avec le stato-réacteur !poussée additionnelle pour pointes de-vitesseou brusques évolutions) et, lorsque le moteur-fusée ne fonctionne pas, la tuyère de ce moteur-ùsée engendre un sillage occupant un volume convergent sensiblement symétrique (par rapport au plan de la section de sortie de la tuyère) de la partie divergente de ladite tuyère, volume convergent qui constitue une zone morte dans laquelle règne un régime d'écoulement tourbillonnaire, le susdit volume convergent délimitant, avec la paroi en regard de l'éjecteur du stato-réacteur, une tuyère constamment adaptée aux conditions de vol externes (altitude et vitesse de vol notamment), la détente se poursuivant jusqu'à la pression statique de l'air extérieur au moins. En d'autres termes, la partie divergente de la tuyère du moteur-fusée et le volume convergent complémentaire accolé à cette partie divergente et formant une zone morte tourbillonnaire constituent l'équivalent d'une olive centrale matérielle de forme ellipsoldale du genre de celles couramment utilisées pour déterminer une tuyère adaptée aux conditions de vol externes et internes, l'utilisation d'une telle olive centrale matérielle étant exclue dans le cas (visé par l'invention) où le stato-réacteur est associe à un moteur-fusée interne dont la tuyère doit déboucher dans un passage d'éjection axiale dégagé. Bien que l'on puisse alors envisager d'agencer le statoréacteur proprement dit de façon qu'il utilise une phase combustible liquide (kérosène par exemple), issue d'une réserve d'un tel combustible logée à bord de l'engin, il semble préférable, notamment dans le cas de missiles militaires et en vue de con- cilier des impératifs de simplicité, de sécurité et de régularité de fonctionnement du stato-réacteur, d'agencer ledit statoréacteur de façon qu'il utilise, comme phase combustible, une phase combustible gazeuse engendrée dans un générateur de gaz chauds logé à bord de l'engin et capable de transformer, par combustion partielle et pyrolyse, une masse réactive solide contenant un comburant et un combustible en large excès par rapport à la relation stoechiométrique liant ce comburant et ce combustible, en un flux gazeux combustible qui est alors délivre,' au fur et à mesure de sa production, dans le flux d'air ambiant ayant pénétré dans le stato-réacteur. La susdite masse réactive solide riche en combustible pourra avantageusement être constituée conformément à tout ou partie des dispositions faisant l'objet de la demande de brevet France déposée au même nom que la présente demande le 30 mai 1973, sous le n" 73 19763, pour "Perfectionnements aux statoréacteurs à masse réactive solide" . Lorsqu'on adopte un stato-réacteur alimenté par une phase combustible gazeux engendrée par un générateur de gaz mettant en oeuvre une masse réactive solide riche en combustible, le dispositif propulseur à réaction selon l'invention devient un dispositif composite à trois éléments essentiels, à savoir, le stato-réacteur, le moteur-fusée et le générateur de gaz, ces trois éléments étant de préférence disposés coaxialement. On peut alors avantageusement monter le moteur-fusée et le générateur de gaz en tandem dans le mature couple du statoréacteur, auquel cas le générateur de gaz est de préférence disposé en avant du moteur-fusée. On va décrire maintenant, pour illustrer les diverses dispositions dont il vient d'être question, un mode de réali sation préféré, mais nullement limitatif, de l'invention, cette description étant faite en se référant aux dessins ci-annexks sur lesquels la fig. 1 représente, de façon schématique et en coupe axiale, un misslle militaire surface-surface de moyenne portée équipé d'un dispositif propulseur composite, conforme à l' n- vention, comprenant un stato-réacteur et un moteur-fusée, la susdite figure montrant le susdit missile dans une phase de lan- cement où seul le moteur-fusée fonctionne; la fig. 2 représente le même missile dans une phase (régime de croisière) où seul le stato-réacteur fonctionne;; la fig. 3, enfin, représente encore le même missile dans une phase d'accélération au-delà du régime de croisière, cette phase étant caractérisée par un fonctionnement simultané du stato-réacteur et du moteur-fusée. La fig. 1 montre un missile militaire surface-surface de moyenne portée (100 à 300 km par exemple) comportant une tête de combat 1 et un dispositif propulseur à réaction composite constitué par un stato-réacteur, désigné dans son ensemble par la référence 2, et par un moteur-fusée, désigné dans son ensemble par la référence 3, disposé coaxialement à l'intérieur du susdit stato-reacteur 2. Le stato-réacteur 2 comporte, entre autres éléments, une enveloppe 2a se terminant vers l'avant par une prise d'air dynamique 2b et vers l'arrière par un éjecteur 2c présentant une section de sortie Se et un générateur de gaz chauds riches en produits combustibles, désigné dans son ensemble par la référence 2d et disposé dans le prolongement arrière de la tête de combat 1, ledit générateur contenant une masse réactive solide 2e capable d'pn- gendrer un flux gazeux riche en produits combustibles, flux gazeux qui est distribué par des orifices radiaux 2f dans le flux d'air ambiant pénétrant dans ltenveloppe 2a du statoréacteur par la prise d'air dynamique 2b. La masse réactive 2e est formée par un mélange de polybutadiène carboxylé additionné de 6 S d'un catalyseur de polymérisation et de perchlorate d'ammonium de fine granulométrie, en quantité bien inférieure à relle nécessaire pour la combustion du susdit polybutadiene. Quant au moteur-fusée 3, il est disposé en arrière et dans l'axe du générateur de gaz 2d et il comporte une enveloppe 3a abritant une charge de poudre propulsive 3b et se raccordant, par un conduit prolongateur 3c, à une tuyère 3d présentant une section de sortie St. L'enveloppe 2a du stato-réacteur 2 détermine, avec lten- veloppe du générateur de gaz 2d et avec les parois externes du moteur-fusée 3 (enveloppe 3a, prolongateur 3c et tuyère 3d), un passage annulaire à section évolutive dont il sera plus explicitement question ci-après, passage annulaire dans lequel chemine le flux d'air ambiant capté par la prise d'air 2b et chargé en produits combustibles à travers les orifices radiaux 2f. I1 est prévu, dans ce passage annulaire, vers l'extrémité amont d'une partie rétreinte de l'enveloppe 2a aboutissant à l'éjecteur 2c, des bras radicaux 4 jouant le rôle de stabilisateurs de flamme, la chambre de combustion 5 proprement dite du stato-réacteur étant alors constituée par le tronçon de passage annulaire s'étendant des susdits bras radiaux à la section de sortie Se de l'éjecteur 2c Conformément à un mode de réalisation préféré de l'invention a) la section de sortie St de la tuyère 3d du moteur-fusée 3 est décalée vers l'amont, par rapport à la section de sortie Se de l'érecteur 2c du stato-réacteur 2, dtune distance L qui est de 1 T ordre de grandeur de 5 , D étant le diamètre de la chambre de combustion 5 au niveau de l'éjecteur 2c, b) l'éjecteur 2c présente une forme externe convergente, c) la tuyère 3d du moteur-fusée 3 et la paroi en regard de la portion rétreinte de l'enveloppe du stato-réacteur (portion précédant l'éjecteur 2c3 déterminent un convergent annulaire A accélérant le flùx jusqu'à'une valeur au maximum sonique On va décrire maintenant les trois modes de fonctionnement possibles d'un tel dispositif propulseur à réaction composite (moteur-fusée seul, stato-réacteur seul, moteur-fusée et statoréacteur ensP hle), en explicitant, pour chaque mode de -fonc- tionnement, les caractéristiques avantageuses,obtenues gracie'à l'invention, du ou des jets propulsifs mis en jeu suivant le mode de fonctionnement considéré. Dans le cas de la fig. 1, l'engin se trouve dans sa phase de lancement et seul le moteur-fusée 3 fonctionne, les produits en combustion et le jet propulsif issu de la tuyère 3d dudit moteur-fusée 3 étant représentés par une trame pointillée sur cette fig. 1. Dans cette phase où le moteur-fusée 3 fonctionne seul, l'air ambiant pénétrant , par la prise d'air dynamique 2b, dans l'enveloppe 2a du stato-réacteur 2 est entrainé par le jet propulsif issu du moteur-fusée 3, ce qui provoque une diminution' de la trainée interne de 1'engin et, par voie de conséquence, une légère augmentation {évidemment bénéfique) de l'impulsion spécifique du moteur-fusée 3 (de l'ordre de quelques secondes) dont les performances se trouvent donc améliorées par la présen- ce du stato-réacteur 2. Dans le cas de la fig. 2, l'engin se trouve en régime. de croisière et seul le stato-réacteur 2 fonctionne, les produits en combustion et le jet propulsif issu de l'éjecteur 2c du susdit stato-réacteur étant représentés en pointillé sur cette fig. 2. On remarquera que la phase combustible délivrée au statoréacteur 2 à travers les orifices 2f est brûlée dans la chambre de combustion proprement dite -5 dudit stato-réacteur (autour du conduit prolongateur 3c) dans le sillage des bras 4 servant d' accroche-flammes. Pour ce régime, où le - stato-réacteur 2 fonctionne seul,le convergent annulaire A accélère les gaz de combustion, cette accélération se poursuivant en aval, en régime supersonique, grâce à la présence du sillage de la tuyère 3d formant une zone morte tourbillonnaire Z (symétrique de la partie divergente de la tuyère 3d du moteur-fusée 3 alors au repos) constituant, avec la partie divergente de la tuyère 3d, l'équivalent d'un noyau ellipsoIdal matériel axial.La surface délimitant cette zone morte tourbillonnaire (surface convergente vers l'arrière) est le siège d'une zone de pression relativement élevée donnant lieu à un supplément de poussée s'ajoutant à celle fournie par le col sonique annulaire délimité par l'extrémité arrière de la tuyère 3d du moteur-fusée 3 et par le tronçon de paroi 2a du stato-réacteur 2 entourant ladite extrémité arrière. Ainsi, tout en bénéficiant des avantages que confère une olive axiale matérielle complète (adaptation continue de la tuyère annulaire convergente A, quelle que soit l'altitude, c'est-à-dire détente du flux gazeux jusqu'à la pression atmosphérique en une zone figurée par un trait discontinu sur cette figure 3), on bénéficie en outre des avantages résultant de la suppression de toute prolongation matérielle de la tuyère divergente 3d (réduction de poids et d'encombrement et possibilité d'éjection axiale du jet engendré par le moteur-fusée 3). Les calculs montrent que cette situation avantageuse, en fonctionnement stato-réacteur seul, apparaît déjà pour des vitesses de vol subsoniques (de l'ordre de Mach 0,8) et se prolonge jusqu'à des vitesses de vol supersoniques (de l'ordre au moins de Mach 5). Dans le cas de la fig. 3, l'engin se trouve en phase d'accélération au-delà du régime de croisière avec fonctionnement simultané du stato-réacteur 2 (dont le jet propulsif est représenté par une zone hachurée) et du moteur-fusée 3 (dont le jet propulsif est représenté par une zone en pointillé). Le fonctionnement propre du moteur-fusée 3 est analogue à celui de la fig. 1, mais la présence du stato-réacteur 2 en fonctionnement apporte un avantage essentiel qui est le suivant. La combustion aérobie autour du prolongateur 3c s'effectue à une pression relatIvement élevée à cause de la recompression engendrée par la prise d'air 2b. Les gaz de combustion se détendent dans le convergent annulaire A formé par la paroi interne de l'éjecteur 2c et la paroi externe du divergent de la tuyère 3d et ce jusqu'au col sonique situé au niveau de la section de sortie de la tuyère 3d du moteur-fusée 3. La poussée du stato-réacteur au col annulaire sonique du susdit convergent est égale, comme on le sait, au produit de la pression génératrice des gaz de combustion par la section dudit col sonique. Elle est nettement supérieure à la traînée interne du stato. Une fraction de ladite poussée équilibre donc la traînée et la fraction restante fournit au système un supplément de poussée appréciable tout en améliorant nettement l'impulsion spécifique moyenne dudit système puisque la phase oxydante du stato est fournie par l'atmosphère. A titre d'exemple, on obtiendrait, avec les mêmes consommations de carburant, les impulsions spécifiques suivantes - fusée seule : 230 secondes - stato seul : 1000 secondes - stato-furee : 400 secondes En conclusion, l'invention permet d'obtenir tous les avantages des engins stato-fusées mono-étage du genre connu tout en procurant de notables simplifications de la construction (suppression des clapets d'entrée d'air du stato, du noyau éjectable de la tuyère-fusée, etc...) Comme il va de soi et comme il résulte d'ailleurs déjà de ce qui précède, l'invention ne se limite nullement à ceux de ses modes d'application et de réalisation qui ont été plus spéciale- ment envisagés ; elle en embrasse, au contraire, toutes les variantes. REVENDICATIONS 1. Dispositif propulseur à réaction, pour engins aériens et notamment pour missiles, comportant, groupés en un seul étage,deuxmoteurs à réaction de natures différentes, à savoir un stato-réacteur (2) et un moteur-fusée (3) disposé axialement à l'intérieur de ce stato-réacteur (2) dans une position telle que la section de sortie (St) de la tuyère (3d) de ce moteur-fusée soit située en amont, ou à la limite au niveau, de la section de sortie (Se) de l'éjecteur (2c) du susdit stato-réacteur-(2), le susdit dispositif propulseur à réaction étant caractérisé par les points suivants, considérés en combinaison a) le décalage axial vers l'amont de la section de sortie (St) de la tuyère (3d) du moteur-fusée (3),par rapport à la section de sortie (Se) de l'éjecteur (2c) du stato-réacteur (2), est compris entre O et 2D, D étant le diamètre interne de la chambre de combustion dudit stato-réacteur au niveau de l'éjec- teur (2c) b) l'éjecteur (2c) du stato-réacteur (2) présente une forme convergente, ou à la limite cylindrique, à l'exclusion de toute forme divergente c) la tuyère divergente (3d) du moteur-fusée (3) et l'en- veloppe du stato-réacteur (2) sont conformés de façon telle que les parois en regard de ces deux éléments déterminent un convergent annulaire (A) accélérant le flux circulant entre lesdits éléments jusqu'à une valeur qui est au maximum sonique, le col de ce convergent annulaire (A) étant adapté (en ce qui concerne sa section) aux conditions de température de pression et de vitesse du flux d'air ambiant capté et acheminé vers le susdit convergent annulaire (A), ainsi qu'à la quantité de chaleur apportée audit flux par la combustion de la phase combustible délivrée dans la chambre de combustion du stato-réacteur (2) en amont du susdit col. 2. Dispositif propulseur à réaction selon la revendication 1, caractérisé en ce que son stato-réacteur (2) utilise, comme phase combustible, une phase combustible gazeuse engendrée dans un générateur de gaz chauds (2d) logé à bord de l'engin et capable de transformer, par combustion partielle et pyrolyse, une masse réactive (2c) solide, contenant un comburant et un combustible (ce dernier en large excès), en un flux gazeux com bustible qui est alors délivré, au fur et à mesure de sa production, dans le flux d'air ambiant ayant pénétré dans le statoréacteur (2). 3. Dispositif propulseur à réaction selon la revendication 2, caractérisé en ce que son stato-réacteur (2), , son moteurfusée (3) et son générateur de gaz chauds (2d) sont disposés coaxialement. 4. Dispositif propulseur à réaction selon la revendication 3, caractérisé en ce que son moteur-fusée (3) et son générateur de gaz chauds (2d) sont montés en tandem-à l'intérieur du maître couple son stato-réacteur (2). 5. Dispositif propulseur à réaction selon la revendication 4, caractérisé en ce que son générateur de gaz chauds (2d) est situé en avant de son moteur-fusée (3).