L'invention concerne un propulseur-fusée à propergol liquide et à flux non dérivé comportant - au moins une chambre de pré-combustion, servant à la production d'un mélange gazeux riche en combustible et en oxydant - un groupe turbo-pompe servant à l'a- limentation en propergol, et dont la turbine sert à la détente du mélange gazeux produit dans la chambre de pré-combustion - une chambre de combustion principale dans laquelle le mélange gazeux détendu continue sa réaction avec l'oxydant et le combustible inåectés dans cette chambre1 - une tuyère.de poussée, qui, de même que la chambre de combustion principales est refroidie par récupération, et ceci de préférence par celui des éléments du propergol qui est injecté en totalité dans la chambre de précombustion, et - un système propulseur directionnel. Les propulseurs-fusées à propergol liquide et à flux non dérivé sont utilisés par exemple dans les fusées porteuses et les engins spatiaux pour corriger ou modifier la vitesse suivant la trajectoire. Quand ces fusées porteuses ou engins spatiaux possèdent, en plus d'un tel groupe propulseur à flux non dérivé un système propulseur directionnel pour le réglage ou la correction de la position ou de l'o- rientation, ils deviennent extrêmement manoeuvrables et aptes à remplir les missions les plus difficiles et les plus délicates. Toutefois, cette manoeuvrabilité staccompagne d'un inconvénient qui réside dans le fait qu'habituellement, le groupe propulseur à flv non dérivé assurant la correction et la variation de la vitesse suivant la trajectoire et le système propulseur directionnel assurant le réglage de la position et de l'orientation sont alimentés en propergol par des installations complètement séparées, ce qui augmente considérablement, non seulement le prix de revient de l'ensemble, mais également son poids. L'objet de l'invention est par conséquent de simplifier considérablement l'alimentation en propergol d'un propulseur-fusée à propergol liquide combiné à un système propulseur directionnel du type précité et de réduire de cette manière considérablement le poids de l'engin en faveur de la charge utile pouvant être transportée.Selon l'invention ce résultat est atteint par le fait -qu'un seul et mtme groupe turbo-pompe alimente au choix le propulseur à flux non dérivé ou principal et le système propulseur directionnel en combustible et en oxydant, et que, en cas du régime en fonctionnement directionnel, le combustible et l'oxydant fournis par les pompes sont, pendant leurs parcours vers le système propulseur directionnel, évaporés dans des échangeurs de chaleur, l'échange-- thermique se faisant avec un gaz venant d'un générateur de gaz alimenté par le même groupe turbo-pompe en combustible et en oxydant, et que lesdits échangeurs de chaleur sont inutilisés pendant le régime de fonctionnement total du propulseur principal. En raison des dispositions aisément réalisables suivant l'invention, il devient inutile de stocker d'avance tout le combustible et l'oxydant nécessaires pour le régime en fonctionnement directionnel sous forme de gaz ou de vapeurs dans des réservoirs sous pression, qui-, par suite de leurs dimensions et de l'épaisseur de leurs parois, constituent un poids considérable. Le système d'alimentation en gaz sous pression, système très motteux et habituellement utilisé pour refouler le combustible et l'oxydant sous forme de gaz ou de vapeurs, depuis lesdits réservoirs sous pression vers les systèmes propulseurs directionnels, se trouve également complètement supprimé, d-'où des économies de poids considérables. Le poids global dey'engin qui comme déjà indiqué , est déjà réduit peut encore être diminué selon une autre particularité de l'invention en faisant en sorte que le gaz chaud, qui, dans le régime en fonctionnement directionnel assure dans les échangeurs de chaleur l'évaporation du combustible et de l'oxydant s'écoulant en direction du système propulseur directionnel sont produits dans la chambre de précombustion du groupe propulseur principal dont la chambre de combustion principale se trouve à cet instant hors de fonctionnement. Ces échangeurs de chaleur peuvent être disposés dans ce cas aussi bien en amont qu'en aval de la turbine du groupe turbo-pompe.Comme nous allons l'exposer ci-après, la quantité de gaz chaud à produire en fonctionnement directionnel est déterminée, dans le premier cas, par les échangeurs de chaleur et, dans le deuxième cas, par la turbine du groupe turbo-pompe. Quand les échangeurs de chaleur sont disposés en aval de la turbine, il faut, en considération des aubes de la turbine, renoncer à faire entrer le gaz chaud à la température maxi possible dans les échangeurs de chaleur . Le refroidissement du gaz chaud dans les échangeurs de chaleur est également limité, étant donné que la température des parois des échangeurs de chaleur du cdté de la sortie des gaz ne doit pas, si possible, se situer en dessous de la température de condensation de ces gaz. Ces conditions déterminent la quantité de gaz chaud nécessaire pour le réchauffage d'une quantité donnée de combustible et d'oxydant. La turbine montée en avant des échangeurs de chaleur se contenterait - pour le rendement demandé à la pompe - d'une fraction de cette quantité de gaz chaud. Par contre les conditions se trouvent complètement modifiées dès que les échangeurs de chaleur sont disposés en amont de la turbine. Dans ce cas, les aubes de la turbine ne constituent plus de critere pour la température d'entrée des gaz chauds dans les échangeurs de chaleur. Au contraire, le gaz chaud peut pénétrer dans les échangeurs de chaleur à la température maximale possible. Il est bien connu que la quantité de gaz chaud nécessaire pour le réchauffage du combustible et de l'oxydant s'écoulant vers le système propulseur directionnel décroSt avec l'écart croissant astre les températures d'entrée et de sortie des gaz. D'autre part, la température du gaz à 1' entrée de la turbine et la puissance de la turbine seront d'autant plus faibles que le gaz chaud sera plus fortement refroidi dans les échangeurs de chaleur montés en amont de la turbine. Par eonséquent, à partir d'une certaine température finale de refroidissement la turbine ne pourra plus fournir la puissance demandée, à moins d'une réduction de la pression du gaz à l'entrée de la turbine en vue de l'obtention d'un courant volumique suffisamment élevé. Suivant une autre particularité de l'invention, en fonctionnement directionnel, le mélange gazeux riche en combustible et en oxydant, produit dans la chambre de pré-combustion du groupe propulseur principal et étendu dans là turbine du groupe turbo-pompe, est mis en réaction avec des quantités supplémentaires de combustible et d'oxydant. dans un réchauff-eur intermédiaire avant d'arriver dans les échangeurs de chaleur, de préférence intégrés dans le réchauffeur intermédiaire dans lesquels le mélange gazeux assure, comme déjà dit, l'évaporation du combustible et de l'oxydant s'écoulant vers le système propulseur directionnel. Cette solution supprime la dépendance, décrite pour les deux cas précédents, qui existait entre les températures de fonctionnement de la turbine et des échangeurs de chaleur.Par conséquent, rien ne s'oppose plus à la réalisation d'une turbine et d'échangeurs de chaleur ayant des qualités et des caractéristiques optimales. Pendant le fonctionnement du groupe propulseur principal un des éléments du propergol , par exemple l'oxydant est injecté, en partie, dans la chambre de pré-combustion, et, en partie, dans la chambre de combustion principale, alors que l'autre élément du propergol, par exemple le combustible est injecté en totalité dans la chambre de précombustion. Auparavant, l'élément de propergol,-ie dernier cité, le combustible aura été utilisé pour le refroidissement de la chambre de combustion principale, ce qui provoque son évaporation.Dans ce cas, il est--recommandé de faire évaporer également la quantité partielle du premier élément du propergol à injecter dans la chambre de pré-combustion, puisque aux mêmes conditions-de fonctionnement des appareillages, la tête d'injection de la chambre. de pré-combustion peut erre de construction plus simple, tout en assurant une meilleure préparation du mélange. Suivant une autre caractéristique de l'invention, la quantité partielle d'oxydant ou de combustible devant, à plein régime de fonctionnement dugroupe propulseur principal, être injectée dans la chambre de pré-combustion de ce groupe, est évaporée par échange thermique avec le mélange gazeux riche en-combustible et en oxydant produit dans cettechambre de combustion, l'évaporation étant assurée dans un échangeur de chaleur spécial-prévu à cet effet. Cet échangeur de chaleur peut, d'ailleurs, sistre économisé sous certaines conditions, comme nous allons le démontrer ci-apres. Puisque, pour des raisons de rendement, la température des gaz chauds passant par la turbine, en fonctionnement directionnel, est plus élevée qu'en plein régime du groupe propulseur principal,- il est recommandé de refroidir la chambre collectrice des gaz d'échappement de la turbine pendant le régime en fonctionnement directionnel. Ce refroidissement est particulièrement simple, quand le carter des gaz d'échappement de la turbine possède des parois doubles, reliées par des nervures de séparation qui séparent l'espace en canaux multiples, il suffitsalors de faire circuler un fluide de refroidissement à travers ces canaux.Quand un réchauffeur intermédiaire est prévu, dont la fonction a été déjà exposée en détail ailleurs, on peut utiliser comme fluide de refroidissement la quantité partielle d'oxydant ou de combustible devant être injectée dans le réchauffeur intermédiaire en fonctionnement directionnel, Dans le cas de la construction du carter des gaz d'échappement à double paroi, il est possible d'é- vaporer, en plein régime du groupe propulseur principal, dans l'espace compris entre les deux parois et éventuellement divisé par des nervures de séparation en canaux multiples.La quantité partielle d'oxydant ou de combustible destinée pour l'injection dans la chambre de pré-combustion, et de créer avec l'oxydant et le combustible évaporés dans les canaux de refroidissement de la tuyère de poussée et de la chambre de combustion princi -pale, un mélange gazeux riche en combustible ou en oxydant . De ce fait, il est superflu d'installer pour l'évaporation de ladite quantité partielle d'oxydant et de combustible un échangeur de chaleur particulier. L'invention sera expliquée ci-après en détail à I'aide des exemples d'exécution illustrés par le dessin annexé sur lequel les figures 1 à 3 représentent sous forme de schémas de principe, des propulseurs-fusées à propergol liquide et à flux non dérivé munis d'un système propulseur directionnel et se différenciant par la disposition de leurs échangeurs de chaleur servant à l'élaboration du propergol la figure 4 représente en coupe 'ongitudinale un autre propulseur-fusée à propergol liquide et à flux non dérivé selon l'invention. La figure 1 représente un propulseurfusée 1 à propergol liquide et à flux non dérivé combiné à un système propulseur directionnel 2. Le propulseur à flux non dérivé 1 et le système propulseur directionnel 2 sont par exemple associés à un engin spatial non représenté par souci de clarté. Le réglage de la position et de l'orientation de l'engin spatial est assuré par ce système propulseur direc- tionnel 2. Ce système comporte par exemple quatre propulseurs directionnels, chacun fournissant une poussée de une tonne De ces quatre propulseurs directionnels , un seul 3 a été représenté pour plus de simplicité. La correction ou la variation de la vitesse suivant la trajectoire éventuellement nécessaire dudit engin spatial est assurée par le propulseur 1 à flux non dérivé.Ce dernier comporte essentiellement une chambre de pré-combustion 4, une chambre de combustion principale 5 avec tuyère de poussée 6, une turbine 7 située entre les chambre de combustion 4, 5, sur la voie d'écoulement reliant ces chambres, et deux pompes 8 et 9 entraSnées par cette turbine. De ces deux pompes 8 et 9 , la première 8 est reliée par son c8té aspiration, au réservoir de combustible 19,alors que la deuxième 9 est reliée, par son coté aspiration, au réservoir d'oxydant 11. Le combustible utilisé peut etre, par exemple, de l'hydrogène liquide et l'oxydant, par exemple, de l'oxygène liquide. En plus de ces deux réservoirs 10 et 11 pour l'hydrogène liquide et l'oxygène liquide, il est prévu deux réservoirs sous pression nettement plus petits 12 et 13 Le réservoir sous pression 12 contient de faibles quantités d'hydrogène gazeux tandis que le réservoir sous pression 13 contient de faibles quantités d'oxygène gazeux, servant à la mise en route de la turbine 7 aussi bien pour le régime de fonctionnement directionnel que pour le plein régime de fonctionnement du propulseur principal 1. Dès que la turbine, mise en route de la-matière décrite a atteint une vitesse de rotation suffisante, les pompes commencent à refouler.En plein régime de fonctionnement du propulseur principal 1, le combustible refoulé par la pompe 8 est injecté en totalité dans la chambre de pré-combustion 4, et l'oxydant fourni par la pompe 9 est injecté en partie dans la chambre de pré-combustion 4 et en partie dans la chambre de combustion principale 5. - Pendant son parcours vers la chambre de pré-combustion 4, le combustible est utilisé pour le refroidissement de la chambre de combustion principale 5 et de la tuyère de poussée' 6. À cet effet, les éléments 5 et 6 comportent des canalisations de refroidissement 14, dans lesquelles le combustible passe de la phase liquide à la phase vapeur. La quantité partielle d'oxydant arrivant à la chambre de pré-combustion 4 est également évaporée. Cette évaporation se fait avec échange thermique avec le mélange gazeux riche en combustible produit dans la chambre de pré-combustion 4, cet échange thermique se déroulant à 1' in- térieur de l'échangeur de chaleur 15. Cet échangeur de chaleur est incorporé dans la chambre de pré-combustion 4. Le mélange gazeux riche en combustible quittant la chambre de pré-combustion 4 se détend dans la turbine 7 qui entratne les pompes 8 et 9. Suite à cette détente qui fournit du travail, le mélange gazeux arrive par une voie directe, canalisations 16, 17, 18 et tête d'injection 19 , dans la chambre de combustion principale 5. Â l'intérieur de cette chambre se fait la réaction du mélange gazeux avec les quantités partielles d'oxydant entrant par 20. Le gaz propulseur résultant de cette réaction produit dans la tuyère 6 une poussée de, par exemple, 5 tonnes. En régime de fonctionnement directionnel , la chambre de combustion principale 5 est inutilisée. L'échangeur de chaleur 15 est également coupé. Par contre, dans ce régime de fonctionnement directionnel, les échangeurs de chaleur 21 ,22- qui sont coupés en régime de fonctionnement avec le propulseur principal 1, entrent en action. Ces deux échangeurs de chaleur 21 et 22 disposés en aval de la turbine 7 assurent l'évaporation du combustible fourni par la pompe 8 et de 1' oxy- dant fourni par la pompe 9, et ceci par échange- thermique avec le gaz chaud venant de la chambre de précombustion et ayant été préalablement détendu dans la turbine 7. Ce gaz quitte les échangeurs de chaleur 21 et 22,.en 23, pénétre dans la canalisation 24 et s'écoule, comme indiqué par les flèches 25 et 26, directement vers l'extérieur. Ce gaz est produit par la combustion d'une quantité partielle de combustible évaporé avec une quantité partielle d'oxydant évaporé. Le reste du combustible évaporé et de l'oxydant évaporé sert à faire fonctionner les propulseurs directionnels 3 et à compléter les quantitésde propergol prélevés auparavant dans les réservoirs de pression 12 et 13. L'exemple d'exécution de la figure 2 diffère de celui de la figure 1 uniquement par la disposition des échangeurs de chaleur servant à l'évaporation du combustible et de l'oxydant en régime de fonctionnement directionnel. Ces échangeurs de chaleur sont ici incorporés dans la chambre de pré-combustion 4 du propulseur principal.l. Ces échangeurs thermiques portent les références 21a et 22a, tous les autres éléments de construction portent les mêmes références que sur la figure I. Sur la figure 3, les échangeurs de chaleur servant à l'évaporation du combustible et de l'oxydant en régime de fonctionnement directionnel portent les références 21b et 22b. Comme sur la figure 1, ces échangeurs de chaleur se trouvent en aval de la turbine 7 assurant l'entrainement des pompes 8 et 9. Contrairement à la figure 1 , ils sont intégrés dans un réchauffeur intermédiaire 27. En plein fonctionnement du propulseur principal 1, le réchauffeur intermédiaire 27 est également- inutilisé. Par contre en régime de fonctionnement directionnel, le mélange gazeux-riche en combustible et en oxydant, mélange produit dans la chambre de pré-combustion 4 et détendu dans la turbine 7,.est injecté dans le réchauffeur intermédiaire 27 Dans ce réchauffeur intermédiaire, ce mélange gazeux entre en réaction avec le combustible et l'oxydant également injectés dans le réchauffeur, et cette réaction se fait avant l'arrivée du mélange aux échangeurs de chaleur 21b et 22b. Le mélange gazeux résultant de cette réaction n'est pas envoyé dans la chambre de- combustion principale 5. En analogie avec les figures 1 et 2, ce mélange gazeux quitte les échangeurs thermiques 21b et 22b en 23, d'où il arrive dans la canalisation 24 pour s'échapper par 24, 25 et 26 à l'air libre. La figure 4 représente un propulseurfusée 31 t. propergoi liquide et à flux non dérivé combiné à un-système propulseur directionnel 32, comportant par exemple quatre propulseurs directionnels, dont chacun fournit une poussée d'une tonne et dont seulement un, 33, est indiqué par souci de clarté. Le propulseur principal 31 comporte la chambre de pré-combustion 34, la chambre de combustion principale 35 et la tuyère de poussée 36. La turbine, disposée en aval de la chambre de pré-combustion 34, possède en l'occurence deux étages 37a et 37b. La pompe à combustible possède également deux étages 38a, et 38b. Cette pompe est d'ailleurs entrainée de la m8me façon que la pompe 39 à un étage pour l'oxydant, par la turbine à deux étages 37a et 37b.Le carter 40 pour les gaz d'échappement de cette turbine, est constitué, sur le caté subissant les sollicitations les plus sévères, par deux parois 41 et 42 entre lesquelles subsiste un espace vide 43. Entre le carter 40 pour les gaz d'échappement de la turbine et la chambre de combustion principale 35 se trouve le réchauffeur intermédiaire 44. Deux groupes, chacun de deux échangeurs de chaleur 45a,b et 46a, b sont intégrés dans le réchauffeur intermédiaire 44, et leur fonction est décrite en détail ci-après. Comme déjà dit ailleurs, la combinaison de propulseurs décrite plus haut est destinée aux fusées porteuses et aux engins spatiaux dont la manoeuvrabilité doit satisfaire à des exigences élevées. En cas de nécessité de corriger la vitesse suivant la trajectoire d'une telle fusée ou d'un tel engin spatial, il suffit de fournir, depuis deux réservoirs sous pression 47, 48 de capacité relativement réduite, par exemple de l'hydrogène gazeux et de l'oxygène gazeux à la chambre de pré-combustion 34 pour y brûler ces deux gaz. Les produits de combustion sont détendus dans la turbine à deux étages 37a et 37b et à partir du carter 40 des gaz d'échappement de la turbine , ils parviennent par voie directe dans la chambre de combustion principale 35 qu'ils quittent par la tuyère de poussée 36. Dès que la turbine 37a, 37b, a après cette mise en marche, atteint une vitesse de rotation déterminée, les pompes commencent à refouler et le propulseur principal commence à fonctionner à plein régime. À ce régime de fonctionnement, la pompe 38a, 38b fournit, depuis un réservoir de stockage 49, par exemple de l'hy- drogène liquide à la chambre de pré-combustion 34, et la pompe 39 fournit, depuis un réservoir 50, par exemple de l'oxygène liquide en partie à la chambre de pré-combustion 34 et en partie à la chambre de combustion principale 35. Sur son trajet allant à la chambre de pré-combustion 34, l'hydrogène liquide passe par les canalisations 51 qui s'étendent de l'extrémité arrière de la tuyère de poussée 36 jusqu'à l'extrémité avant de la chambre de combustion principale 35, puis par l'espace annulaire 52 entourant la chambre de pré-combustion 34. Cette disposition assure un refroidissement suffisant de la tuyère de poussée 36, de la chambre de combustion principale 35 et la chambre de précombustion 34. Par suite de ce refroidissement l'hydrogène arrive à la tête d'injection 53 de la chambre de pré-combustion 34 sous forme de vapeur. Avant son injection dans la chambre de pré-combustion 34, la quantité partielle nécessaire d'oxygène liquide est évaporée dans l'espace 43 du carter pour les gaz d'échappement de la turbine.Cette quantité d'oxygène entre en réaction avec l'hydrogène évaporé, dans la chambre de pré-combustion 34. Le mélange gazeux résultant de cette réaction est riche en combustible. Après détente dans la turbine 37a, 37b, il arrive depuis le carter 40 des gaz d'échappement de la turbine en contournant le réchauffeur intermédiaire 44, à la tête d'injection 54 de la chambre de combustion principale 135. Dans cette dernière, il entre en réaction avec la quantité partielle d'oxygène injectée simultanément dans cette chambre. Le résultat est un gaz propulseur dont l'expan- sion dans la tuyère de réaction fournit, par exemple, une poussée de 5 tonnes. S'il est nécessaire de corriger - à la place de la vitesse suivant la trajectoire - la position ou l'orientation de l'engin spatial (non représenté ici pour rendre le dessin plus compréhensible), la chambre de combustion principale 35 reste inutilisée. Dans ce cas, le mélange gazeux, produit dans la chambre de pré-combustion en présence d'un excédent d'hydrogène, et détendu dans la turbine 37a, 37b est envoyé depuis le carter 40 des gaz d'échappement de la turbine, dans le réchauffeur intermédiaire 44, et ceci à l'aide de la bague distributrice 55. Dans le réchauffeur intermédiaire 44, le mélange gazeux entre en réaction avec l'oxygène injecté en même temps par les tuyères 60. En s'écoulant vers les tuyères d'injection 60, l'oxygène passe par l'espace 43 dans le carter 40 des gaz d'échappement de la turbine et assure ainsi le refroidissement de ce dernier. Le mélange gazeux injecté dans le réchauffeur intermédiaire 44 subit; par la réaction avec l'oxy- gène injecté en même'temps une élévation de température cconsidérable. En s'écoulant vers lue compartiment collecteur 61 compartiment menant à 1' extérieur le me lange gazeux est obligé de changer plusieurs fois de direction en suivant les t8les déflectrices 62, 63. En suivant ces chicanes, le mélange gazeux s t écoule autour des tubes des échangeurs de chaleur 45a,b et 46a, b intégrés dans le réchauffeur intermédiaire 44. L' ho drogène et l'oxygène fournis par les pompes 38a, 38b et 39 sont évaporés dans les tubes avant leur utilisation. La pompe 38a, 38b refoule l'hydrogène liquide vers le collecteur annulaire d'entrée 64 entourant le réchauffeur intermédiaire 44. Depuis le collecteur annulaire d'entrée 64, l'hydrogène liquide arrive par les canalisations d'écoulement 65,66 à 11 à échangeur de chaleur 45a, refroidissant ainsi la paroi extérieure du réchauffeur intermédiaire 44. L'hydrogène liquide parcourt les tubes de l'échangeur de chaleur 45a radialement de l'extérieur vers l'intérieur. En sortant de ces tubes, l'hydrogène liquide est détourné par la tôle déflectrice 67 en direction de ltéchangeur de chaleur 45b, et de ce fait, la paroi intérieure du réchauffeur intermédiaire 44 subit un certain refroidissement. L'hydrogène partiellement évaporé entre temps parcourt les tubes de l'échangeur de chaleur 45b radialement de l'intérieur vers l'extérieur.L'évaporation totale a lieu dans cet échangeur de chaleur 45b. L'hydrogène évaporé est recueilli dans le canal collecteur annulaire 68. I)eu canalisations pouvant être fermées, mènent de ce collecteur vers la chambre de pré-combustion 34, au réservoir sous pression 47 et aux propulseurs directionnels 33. L'oxygène liquide est refoulé par la pompe 39 vers un collecteur annulaire d'entrée 69, qui, comme le collecteur annulaire d'entrée 64, entoure le réchauffeur intermédiaire 44. Depuis le collecteur annulaire d'entrée 69, l'oxygène liquide arrive à l'échangeur de chaleur 46a, dans lequel il parcourt les tubes radialement de l'extérieur vers l'intérieur. Ensuite, l'oxygène partiellement évaporé, passe, en 71, dans l'échangeur de chaleur 46b. En parcourant les tubes de cet échangeur dc chaleur 4Gb radialement de l'intérieur vers l'extérieur, l'oxygène liquide y est évaporé complètement. L'oxygène sous forme de vapeur, est recueilli dans le canal annulaire 72. Des canalisations pouvant être fermées mènent de ce canal annulaire vers la chambre de pré-combustion 34, au réservoir sous pression 48 et aux propulseurs directionnels 32. Les propulseurs directionnels 33 sont alimentés avec une partie de l'hydrogène et de oxygène évaporés dans les échangeurs de chaleur 45a,b et 46a, b Les quantités de gaz prélevées dans les réservoirs sous pression 47, 48 pour les besoins du démarrage et de la propulsion directionnelle sont complétées par l'hydrogène et oxygène évaporées dans les échangeurs thermiques 45a, b et 46a, b. Les quantités restantes de vapeursd'hydrogene et d'oxygène servent à assurer le fonctionnement de la chambre de pré-combustion 34 et du réchauffeur intermédiaire- 44 de la manière décrite plus haut. REyENDICÂTI0NS 1. Propulseur-fusée à propergol liquide et à flux non dérivé comportant : au moins une chambre de pré-combustion, à l'intérieur de laquelle est produit un mélange gazeux riche en combustible et en oxydant; un groupe turbo-pompe servant au refoulement du propergol et dans la turbine duquel se détend le mélange gazeux produit dans la chambre de pré-combustion ; une chambre de combustion principale dans laquelle le mélange gazeux détendu continue sa réaction avec l'oxydant et le combustible injectés dans cette chambre ; une tuyère de poussée, qui, de même que la chambre de combustion principale, est refroidie par récupération et ceci de préférence par celui des éléments dl propergol qui est injecté en totalité dans la chambre de pré-combustion ainsi qu*'un système propulseur directionnel, caractérisé par le fait qu'un seul et m8me groupe turbo-pompe alimente au choix le propulseur à flux non dérivé ou principal et le système propulseur directionnel en combustible et en oxydant, de telle manière que, en fonctionnement directionnel, le combustible et l'oxydant fournis par les pompes sont, pendant leur parcours vers le système propulseur directionnel, vaporisés dans des échangeurs de chaleur par échange thermique avec un gaz provenant d'un générateut de gaz alimenté par le m8me groupe turbopompe en combustible et en oxydant, lesdits échangeurs de chaleur étant coupés quand le propulseur principal travaille à plein régime. 2. Propulseur-fusée à propergol liquide suivant la revendication 1, caractérisé par le fait que le générateur de gaz est constitué par la chambre de pré-combustion du propulseur principal. 3. P opulseur-fusée à propergol liquide suivant les revendications 1 et 2 caractérisé par le fait que les échangeurs de chaleur sont disposés en aval de la turbine du groupe turbo-pompe. 4. Propulseur-fusée à propergol liquide suivant les revendications 1 et 2 caractérisé par le fait que les échangeurs de chaleur sont disposés en amont de la turbine du groupe turbo-pompe. 5. Propulseur-fusée à propergol liquide suivant la revendication 1, caractérisé par le fait que le générateur de gaz est constitué par le ré chauffeur intermédiaire qui est disposé en aval de la turbine du groupe turbopoupe et dans lequel un mélange gazeux riche en combustible et en oxydant produit dans la chambre de pré-combustion et détendu dans la turbine, continue à réagir avec des quantités supplémentaires d'oxydant et de combustible. 6. Propulseur-fusée à propergol liquide, suivant les revendications 1 à 5, caractérisé par le fait que les échangeurs de chaleur sont intégrés dans le réchauffeur intermédiaire. 7. Propulseur-fusée à propergol liquide, suivant l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé par le fait que-, en plus des échangeurs de chaleur dans lesquels, en fonctionnement directionnel, le combustible et l'oxydant fournis par les pompes sont évaporés et il est prévu un autre échangeur de chaleur dans lequel, en régime de plein fonctionnement du propulseur principal, le mélange gazeux riche en combustible et en oxydant, produit dans la chambre de pré-combustion, assure l'évaporation de la quantité partielle de combustible et d'oxydant dirigée vers la chambre de pré-combustion , et ce, avant son entrée dans cette chambre de pré-combustion. 8. Propulseur-fusée à propergol liquide suivant l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé par le fait que le carter des gaz d'échappement de la turbine entrainant les pompes de combustible et d'oxydant, possède deux parois permettant de faire passer à travers l'espace intermédiaire compris entre les deux parois et éventuellement divisés par des nervures, un fluide de refroidissement pendant-le fonctionnement en-régime directionnel. 9. Propulseur-fusée à-propergol liquide suivant les revendications 5 et 8, caractérisé par le fait que le fluide de refroidissement est constitué par cette quantité partielle d'oxydant et de combustible, qui, pendant le régime en fonctionnement directionnel est envoyée dans le réchauffeur intermédiaire pour y entrer en réaction avec le mélange gazeux riche en combustible et en oxydant produit dans la chambre de pré-combustion et détendu dans la turbine. 10. Propulseur-fusee à propergol liquide suivant la revendication 8 caractérisé par le fait que, en régime de-plein fonctionnement du propulseur principal, c'est dans l'espace intermédiaire compris entre les deux parois du carter du g & d'échappement de la turbine, et, le cas échéant, divises par des nervures, que se vaporise la quantité partielle a' oxydant et de combustible, qui produit, dans la chambre de pré-combustion et à l'aide du combustible et de l'oxydant vaporisés dans les canalisations de refroidissement de la tuyère de poussée et de la chambre-de combustion principale, le mélange gazeux riche en combustible et en oxydant.