La présente invention a trait à des perfectionnements apportés aux turbo-moteurs et concerne plus particulièrement un générateur de gaz apte à être employé sur un turbo-moteur à double flux. Des turbo-moteurs ont jusqu'ici été proposés dans lesquels la compression, la combustion et la détente s'effectuent toutes sur le même rotor. Il n' existe pas de terne général accepté dans la technique des turbo-moteurs pour couvrir la classe de rotors sur lesquels sont effectuées la compression, la combustion et la détente et l'on propose ici d'utiliser le terne "stato-turbine" pour désigner de telles classes de rotors à la fois existants et ivaginables. Un rotor à stato-turbine sera caractérisé d'une ma- nière générale en ce qu'il porte un aubage de compression et un aubage de détente et en ce qu'il est prévu que la combustion s'effectue entre lesdits aubages de compression et de détente. Dans la présente spécification et les revendications annexées, l'expression rotor à "stato-turbine" aura la signification indiquée ci-dessus. Si l'on considère un cas simple de rotor à stato-turbine dams lequel il n'est pas prévu d'ailettes de guidage d'entrée d'air, si l'air pénètre dans le rotor avec une vitesse c et si la vitesse d'aube est u, alors, Si l'on construit un triangle de vitesse ayant deux côtés représentant les vitesses c et u et lears directions, la vitesse de l'air par rapport an rotor Win est donnée par le troisième c8té du triangle, c'est-à-dire Win= c - u. Si la vitesse relative d'admission Win est supersonique, alors l'écoulement ae l'air est ralenti par le passage d'admis- sion d'air Jusqu' une vitesse subsonique par rapport au rotor L'air est ainsi comprimé. fla carburant est injecté dans le flux d1 air comprimé et le mélange air/carburant brftle dans la zone de combustion. Les passages formés par les aubes d'échappement détendent les gaz d'échappement en vue d'une évacuation à une vitesse supersonique ut par rapport au rotor. Un problème se pose toutefois avec de tels rotors lorsqu'on considère les conditions de combustion0 Le temps nécessaire pour que la combustion se produise diminue lorsque la pression du flux d'air comprimé est augmentée, l'espace axial nécessaire sur le rotor pour que la combustion se produise est une fonction du produit du temps nécessaire au processus de combustion par la vitesse du flux d'air comprimé. La vitesse du flux d'air comprimé doit, dans tous les cas, être maintenue relativement basse au début du processus de combustion, car autrement la quantité de carburant qui peut Entre brûlée dans le brtleur, avant que l'écoulement ne soit étranglé, est sérieusement limitée.Afin de réaliser un espace de combustion relativement court, on voit par conséquent que la pression en aval des passages d'admission d'air doit être aussi élevée que possible. Pour un moteur destiné à être utilisé dans un aéronef, l'espace et la légèreté sont primordiaux et un rapport de pression global d'environ 35 à 1 est nécessaire afin d'obtenir une pression suffisante dans le flux d'air comprimé avant la combustion. tels affin d'obtenir dyteapports de pression élevés tels que 35 à 1, les propositions antérieures nécessiteraient des rotors qui tournent à des vitesses très élevées et ainsi, le problème de températures très élevées sur le rotor est aggravé par les contraintes centrifuges importantes. La présente invention propose un turbo-moteur capable de fonctionner à des rapports de pression élevés, mais qui en mSme temps réduit sensiblement les contraintes centrifuges subies par le rotor. Conformément à la présente invention, on prévoit un turbo-moteur comportant un carter, un rot or à stato-turbine, tel que défini ci-dessus et au moins un rotor compresseur, des moyens pour faire tourner le ou chaque rotor compresseur dans le sens opposé à celui du rotor à stato-turbine de façon à produire, dans l'écoulement d'air une vitesse tangentielle ayant un nombre de Mach relatif supersonique à l'entrée du rotor à stato-turbine, l'aubade de compression étant agencé pour ralentir ledit écoulement d'air supersonique Jusqu'à un écoulement d'air subsonique, le processus de ralentissement se terminant en une onde de choc relativement faible, normale ou pratiquement normale, et on prévoit sur le rotor à stato-turbine une zone d'écoulement divergente, en aval de ladite onde de choc normale ou sensiblement normale, et en amont de la zone de combustion sur le rotor à stato-turbine. Des modes de réalisation de l'invention seront maintenant décrits, à titre d'exemple seulement, en se référant aux dessins annexés. La Fig. 1 est une coupe simplifiée à travers un générateur de gaz selon l'invention. La Fig. 2 est une vue développée des rotors de la fig. 1. Les Figs 3A-3B représentent des diagrammes de vitesse expliquant le fonctionnement du générateur de gaz des Fige. 1 et 2. La Fig. 4 est une coupe en élévation simplifiée à travers un générateur de gaz selon un autre mode de réalisation de l'invention0 La Fig. 5 est une élévation latérale à travers les rotors di moteur de la fig. 4. Les Figs. 6A à 6F sont des diagrammes de vitesse expliquant le fonctionnement du mode de réalisation représenté aux Figs. 4 et 5. La Fig. 7 est une vue en plan représentant la forme des aubes de rotor dans un aitre mode de réalisation de l'invention Les Fige. 8A à 8D sont des coupes partielles à travers des variantes de réalisation du rotor, La Fig. 9 est une coupe, à rayon constant, du rotor uti- lisé dans le mode te réalisation des Figs. 8A à 8D. La Fig. 10 montre une partie de la surface intérieure d'un carter d'ut générateur de gas, représentant des buses de sortie d'un dispositif de démarrage pour le générateur de gaz. La Fig. 11 est une coupe partielle d'une des buses repré senté@@ à la Fig. 10. ha Fig. 12 est une coupe partielle à travers une buse de démarrage modifiée. La Fig. 13 est une vue schématique d'un générateur de gaz, représentant un rotor entraînant des accessoires. La Fig. 14 est une vue schématique représentant des moyens pour commander un générateur de gaz. La Zig. 15 est une vue schématique d'un générateur de gaz, représentant l'utilisation d'un aubage intermédiaire. Les Figs. 16s à 16F sont des diagrammes de vitesse représentant l'effet de l'aubage intermédiaire de la Fig. 15. On se réfère à présent aux Fige. 1 et 2. Un premier mode de réalisation de l'invention est représenté, dans lequel un rotor à stato-turbine 1, sur lequel la compression, la combustion et la détente sont effectuées, est monté de façon à pouvoir tourner à l'intérieur d'un carter 2. En amont du rotor à stato-turbine, un compresseur 6 est entraîne par l'intermédiaire d'un arbre 8 par une turbine 7 située en aval du rotor à stato-turbine. Le rotor à statoturbine 1 est monté de façon à pouvoir tourner sur des paliers 9 et 10 qui sont supportés par l'arbre 7 qui est lui-même monté dans des paliers 11 et 12 qui sont supportés par des Jambes de force (non représentées) reliées au carter 2. Le rotor à stato-turbine 1 possède un ensemble d'aubes radiales 5, dont les pairés adjacentes sont façonnées pour délimiter des passages d'entrée d'air (i), des espaces de combustion (c) et des passages d'échappement (e). Les passages d'entrée d'air (i) sont façonnés pour constituer des diffuseurs supersoniques en vue de comprimer l'air et les passages d'é- chappement (e) sont façonnés pour détendre les gaz d'échappement à partir des espaces de combustion (c). Le rotor compresseur 6 et le rotor turbine 7 possèdent chacun un ensemble d'aubes radiales 3 et 4 respectivement de courbure opposée. Le flux des gaz d'échappement du rotor à stato-turbine 1 entrasse le rotor turbine 7 dans le sens opposé au rotor à stato-turbine 1 et par suite le rotor compresseur 6 tourne en sens contraire du rotor à stato-turbine 1. Les aubes 3 du rotor compresseur 6 sont cambrées de façon à imprimer à l'air qui en sort une composante de vitesse dans le sens de rotation des aubes 3. Un conduit 18, partiellement délimité par le carter 2, délimite un orifice d'admission pour le carter à l'extrémité amont de celui-ci. Des moyens d'alimentation en carburant, tels que des anneaux conduits de carburant 16, sont disposés à l'en- trée du conduit 18 de sorte que du carburant soit admis ou injecté à partir de buses 40. En variante, les moyens de distribution de carburant peuvent être constitués de trous de sortie dans les c8tés des aubes 5, en soi connus, par exemple par le brevet anglais N 1.041.444. Le mode de fonctionnement du générateur de gaz représenté aux Figes, 1 et 2 sera maintenant décrit en se référant au diagramme de vitesse de la fig. 3. Un mélange air/carburant pénètre dans les passages entre les aubes du rotor compresseur 6 et est partiellement comprimé avant de sortir de ces passages entre les aubes. Les aubes cambrées 3 impriment une composante de vitesse relative dans le sens de la rotation du rotor compresseur 6, c'est-à-dire le sens de rotation des aubes 3. Le mélange quitte par conséquent le rotor compresseur 6 avec une vitesse absolue c2 qui est supérieure à la vitesse de rotation des aubes 3.Ceci est représenté sur le premier diagramme de la Fig. 3 dans lequel:W2 out est la vitesse relative à la sortie du Compresseur, u2 est la vitesse des aubes 3, et c2 est la vitesse absolue à la sortie du rotor compresseur. Le second diagramme de la Fig. 3 montre que le rotor conpresseur 6 permet au rotor à stato-turbine 1 de tourner à une vitesse inférieure uR tout en maintenant la la même vitesse d'admission relative WRin. WRin est la vitesse d'admission relative projetée du rotor à stato-turbine et il est envisagé que Win soit environ deux à trois fois la vitesse du son à l'entrée du rotor à stato-turbine. Du fait que le mélange air/carburant est comprimé par le rotor compresseur 6, une compression moindre est nécessaire dans les passages d'admission (i) du rotor à statoturbine 1. Toutefois, le rôle du rotor compresseur 6 est principalement d'augmenter la vitesse tangentielle et l'élévation de pression dans le compresseur est d'intérêt secondaire.Si la ré- cupération de pression de la section compresseur du rotor à stato-turbine est très élevée, alors une vitesse tangentielle élevée correspondante est nécessaire à la sortie du rotor compres- seur 6 et le roter compresseur devra tourner à une vitesse très rapide et son nombre de Mach d'entrée relatif pourra être exces sif du point de vue de l'aérodynamique des aubes. Afin de ré- duire ce nombre de Mach relativement élevé à l'entrée du compresseur, tout en maintenant un nombre de Mach d'entrée relativement élevé à entrée du rotor à stato-turbine, le mode de réalisation des Figes. 4 et 5 est préférable. Aux Figs. 4 et 5, des chiffres de référence similaires désignent des constituants analogues à ceux des Figs. 1 et 2. On peut voir qu'un rotor compresseur supplémentaire entraîné par turbine est utilisé dans ce mode de réalisation, le rotor compresseur 14 étant relié par un arbre 13 à un rotor de turbine 15. Le rotor compresseur 14 tourne dans le meAme sens que le rotor compresseur 6 mais à une vitesse inférieure. En conséquence, la vitesse tangentielle est établie en deux étapes et les diagrammes de vitesse des Figs. 6A à 6F montrent comment ceci est obtenu. Un flux d'air s'écoulant axialement avec une vitesse absolue c arrive sur le rotor compresseur 14 qui tourne avec une vitesse périphérique u1 qui peut être considérée comme une vitesse tangentielle u1, de sorte que la vitesse d'admission relative est exprimée vectoriellement, c - u1 = W1 in équation (1) L'aube, en raison de sa courbure, modifie w1 in en ool out et, par conséquent, la vitesse absolue en aval du rotor compresseur 14 est, w1 out + u1 = c2 équation (2) Ce flux d'air arrive à présent sur le rotor compresseur 6 qui tourne avec une vitesse périphérique u2 dans le même sens que le rotor 14, et ainsi, a une vitesse d'entrée relative, w2 in = c2 - u2 équation (3) La courbure de l'aubage du rotor compresseur 6 modifie w2 in en w2 out et ainsi la vitesse absolue en aval du rotor compresseur 6, c3 , est égale à la somme de la vitesse de sortie relative w2 out et de la vitesse de rotor u2, c3 = w2 out + u2 équation (4) Le flux d'air arrive à présent sur le rotor à stato-tirbine 1 qui tourne dans le sens opposé à ceux des rotors compresseurs 14, 6, avec une vitesse périphérique uR. Ainsi la vitesse d'entrée relative wR in est donnée par, c3 - uR = wR in équation (5) (Du fait que u, est de sens opposé à et et , WR in est une vitesse d'entrée relative très grande avec une vitesse tangen tielle très élevée égale à la projection WRT, T, mais on comprendra que cette vitesse tangentielle très élevée est accompagnée d'une composante de vitesse axiale relativement faible (wRA) et qu'elle a été produite en utilisant les vitesses u1, u2, UR, (pour les rotors 14, 6, 1 respectivement) qui sont elles-mêmes relativement basses, Ainsi les nombres de Mach à travers les rotors compresseurs 14, 6 peuvent être conservés à environ 1,5 M. ce qui est suffisamment bas pour éviter des difficultés excessives dans la conception de 1'aubage, Le nombre de Mach est donné en divisant la vitesse locale par la vitesse locale du son qui varie comme la racine carrée de la température statique locale. Le diagramme de vitesse pour la situation à la sortie di rotor compresseur 5 est similaire à celui représenté à la Fig. 3. L'effet du roter compresseur 14 peut être vu à la fig. 6!. les traits pointillés représentent C2 et W2 in sams rotor compresseur 14, en comparaison avec les traits pleins qui le représente avec le rotor compresseur 14. Dans un autre mode de réalisation de l'invention, en utilisant un supplément de carburant en amont ci à proximité du roter compresseur, les passages fermés par aubes di rotor à stato-turbime sont façonnés pour réduire les pertes de combusion. En se référant à la Fig. 7, les aubes 19 et 20 délimitent un passage d'admission (i), une chambre de com- bustion (c) et un passage d'échappement (e). les passages d'admission sont façonnés pour une compres- sion supersonique telle que le precessus de compression supersonique se termine par une onde de chec normale ou pratiquement normale 8. La température derrière l'onde de choc ss est suffi- saunent élevée pour amorcer 'a processus de retard d'allumage chimique. Durant ce processus, des réactions chimiques apparaissent dans le mélange air/carburant, qui provoquent la formation de radicaux tels que OH,O et H. Durant ce processus, n dégagement de chaleur très faible se produit.A la fin di processus de retard d'allumage, ces radicaux atteignent rapidement un maximum de concentration, et après allumage, les concentrations de radicaux diminuent par suite de 1 action des réactions de recombinaisen. C'est durant ce dernier processus que la majeure partie du dégagement de chaleur se produit. Conformément à l'invention, la surface de chaque passage d'aube augmente du point où l'onde de choc S se produit au point où le processus de retard d'allumage est achevé. En d'autres termes, la surface de chaque passage d'aube augmente à partir de la position de l'onde de choc sur une distance égale à la distance de retard d'allumage. Ceci peut être obtenu en concevant les passages d'aubes de façon qu'ils divergent depuis un point juste en amont de la partie la plus en amont que l'onde de choc S peut occuper, jusqu'à la position la plus en aval que le point d'allumage peint occuper sur toute la plage de fonctionnement du générateur de gaz.Cette disposition diffère des systèmes connus qui utilisent des ondes de détonation stationnaires dans des passages d'aubes, parce que de tels systèmes connus ne cherchent pas à obtenir nn accroissement de surface durant le processus de retard d'allumage. L'avantage de l'accroissement de surface durant le processus de retard d'allumage est qu'une onde de choc plus faible S peut être utilisée pour le dégagement de chaleur. La raison de ceci est la suivante. La quantité de chaleur qui peut être ajoutée & un flux de surface constante dépend du nombre de Mach au début du chauffage. Plus le nombre de Mach subsonique est faible, plus de chaleur peut être ajoutée avant que l'écoulement ne s'étran- gle. Dans le cas où/la surface derrière l'onde de choc ne change pas, un nombre de Mach subsonique faible an début du chauffage doit Outre obtenu en ayant un nombre de Mach supersonique élevé en avant de l'onde de choc, de sorte qulil existe un nombre de Mach subsonique faible derrière celle-ci.Si une onde de choc faible est utilise avec un flux faiblement su personique s'écoulant dans celle-ci, alors un nombre de Mach subsonique élevé est obtenu derrière cette onde de choc faible et la surface de l'écoulement doit être augmentée en vue de réduire le nombre de Mach avant l'allumage et le début dn dégagement de chaleur, si autant de chauffage est nécessaire que dans le cas de l'utilisation d'nnc onde de choc importante. L'utilisation d'une onde de choc plus faible se traduit par des pertes d'onde de choc plus faibles. Après avoir divergé, le passage peut avoir une partie rectiligne suivie d'une section convergente et ensuite une section de détente, c'est-à-dire entre (c) et (e). Si du carburant est ajouté au flux d'air dans les passages d'admission (i), ceci peut être fait à travers des trous prévus dans les parois des aubes en aval de l'onde de choc S; toutefois le point d'adjonction de carburant doit être suffisamment en amont du point d'allumage prévu pour permettre la formation des radicaux OH,O et H, comme précédemment décrit, si un allumage spontané est encore désiré, car autrement 1'allumage se produirait dans une flamme tarbulente stabilisée en aval des trous d'injection de carburant. D'autres modes de réalisation sont représentés aux Figs. 8A à 8D. La Fig. 9 est une coupe, sur un rayon constant, & travers na rotor 8 stato-turbine 25 et cette figure est applicable de façon générale à chacun des modes de réalisation 8t à 8D. En se référant à la fig. 8A, le rotor à stato-turbine 25 possède deux rangées d'aubes radiales 22 et 28 séparées par une chambre annulaire A. Le carter du générateur comporte des carénages annulaires fixes 29, 26 et 30. À la Fig. 8B, le carénage annulaire 29 est tixé aux aubes 22 et tourne avec elles, les carénages annulaires 26 et 30 étant fixes et ne pouvant ainsi pas tourner avec le rotor à stato-turbine.A la Fig. 8C, le carénage annulaire 30 est fixé aux aubes 28 et tourne avec elles, les carénages annulaires 29 et 26 étant fixes. À la fig. 8D, les carénages annulaires 29 et 30 sont fixés aux aubes respectives 22 et 28 en vue d'une rotation avec celles-ci, le caréna- ge annulaire 26 étant fixe. Lorsque l'un ou l'autre, ou les deux carénages annulaires 29 et 30 sont fixés à leurs aubes respectives en vue d'une rotation avec celles-ci, des joints non représentés, mais bien connas en soi, sont prévus entre le carénage annulaire fixe 26 et le ou les carénages annulaires pouvant tourner.On notera que le carénage 26 n1 a pas été représent conte pouvant tourner avec le rotor à stato-turbine, car les températures élevées dans la zone de combustion pourraient rendre le carénage annulaire externe trop faible pour résister aux contraintes centrifuges. Toutefois, il est concevable que des matériaux ou des techniques de refroidissement pourraient être imaginées qui permettraient au carénage annulaire 26 de tourner avec le rotor à stato-turbine. En général, la chambre A est délimitée par les surfaces de révolution des bords de fuite et d'attaque des aubes 22 et 28 respectivement, le moyeu du rotor à stato-turbine et le carénage annulaire 26 fixe en position. Comme on le voit sur la coupe latérale aux Figs. 8A à 8D, la chambre À diverge à son extrémité amont et converge à son extrémité aval. Les aubes 22 délimitent des passages d1admission d'air qui sont façonnés pour provoquer une compression supersonique de l'air d'admis- sion, cette compression supersonique étant terminée par une onde de choc normale S. Les passages d'admission d'air diver gent en aval de l'onde de choc S vers les bords de fuite des aubes 22. Des moyens d'alimentation en carburant sont constitués par des passages à travers le rotor à stato-turbine 25, ces passages se terminant par des ouvertures, de préférence sur le bord de fuite de chaque aube 22 (ouvertures 23) ou entre le bord de fuite et l'onde de choc S (ouvertures 24). Du carburant est injecté à partir des ouvertures 23 ou 24 dans le flux d'air. Des orifices d'injection de carburant peuvent également être prévus dans le moyeu, c'est-à-dire le fond, des passages d'aubes ou à partir de buses (non représentées), mais qui sont disposés pour fournir le carburant à travers les carénages annulaires 26 ou 29. Des orifices d'injection sur les bords de fuite des aubes 22 sont particulièrement avantageux du fait que les jets de carburant n'interfèrent pas avec la diffusion (décélération) subsonique dans la dernière partie des passages d'admission fermés par les aubes. Le dégagement de chaleur s'effectue dans la chambre annulaire A. Une paroi circonférentielle formant déflecteur 27 peut etre prévue sur la surface interne du carénage annulaire 26, le déflecteur possédant une forme en coin telle que représentée, ou étant un redan ou une encoche dans le bandage annulaire, pour stabiliser la position d'allumage. En aval du déflecteur 27, la chambre annulaire est délimitée par une partie sensiblement rectiligne, mais la partie divergente de la chambre annulaire A peut se poursuivre sur une courte distance en aval du déflecteur 27. Si, à la fin de la combustion, c'est-à-dire à la fin de la partie rectiligne de la chambre A, l'écoulement est subsonique, alors la chambre A peut converger vers la rangée d'aubes 28.Les aubes 28 sont façonnées pour détendre et pour détourner le flux de gaz d'échappement de sorte qu'il quitte le rotor à statoturbine avec le même moment angulaire qu'à l'entrée, à l'excep- tion d'un léger excès nécessaire pour surmonter des pertes mécaniques et de frottement. Le carburant peut être injecté dans des passages du rotor à stato-turbine pour refroidir les aubes 22, 28 et le moyeu du rotor 25, en étant fourni par l'intermédiaire de passages dans le rotor à stato-turbine 25 adjacents aux surfaces chauffées, que le carburant refroidit par convexion. Le mode de réalisation ci-dessus peut comporter des moyens de démarrage en prévoyant un ou plusieurs ajutages 31 disposés dans le carénage annulaire 26 à des intervalles circonférentiels. Les aJutages 31 débouchent dans la chambre annulaire A, les Jets de gaz provenant des ajutages étant dirigés vers les aubes 23. Un exemple est représenté aux Figs. 10 et 11. L'ajutage 31 émet un Jet de gaz dans la direction de la flèche 32, qui peut Stre inclinée radialement vers l'intérieur et tangentiellement à partir de la direction axiale (l'axe du rotor). Les ajutages sont alimentés avec du gaz sous pression élevée, soit à partir d'un seul ou de plusieurs générateurs de gaz, avec du carburant solide ou liquide, ou bien chaque ajutage peut Stre muni de sa propre petite chambre de combustion 33 (fig. 12) qui délivre du gaz chaud sons pression élevée à l'ajutage 31.La chambre de cor- bustion et l'ajutage pourraient être réalisés en une seule unité, nais la chambre est cependant considérée comme fixée à l'ajutage. Les chambres de combustion sont alimentées en carburant liquide ou solide, de préférence liquide, délivré par l'intermédiaire de tuyaux sous pression à partir de pompes ou de réservoirs pressurisés. Les Jets de gaz provenant des ajutages 31 entraînent une partie du mélange principal air/carburant dans 1' espace annulaire et frappent sur les aubes de sortie 28 de sorte que la rangée d'aubes 28 agit conne une turbine, et le rotor à stato-turbine est entraîné en rotation. les jets de gaz chaud provenant des ajutages 31 peuvent servir à allumer le mélange principal s'écou- lant à travers l'espace annulaire.Lorsque la combustion du mé- lange principal est satisfaisante et que les différents rotors du moteur tournent assez rapidement, c'est-à-dire que le moteur est auto-entretenu, l'alimentation en carburant des chambres de combustion 33, ou les générateurs de gas alimentant les ajutages 31, peuvent être coupés et le moteur est mis en route. Oes parties des ajutages 31 qui font saillie dans l'espace annulaire constituent des segments du déflecteur. Par conséquent, le déflecteur sur la surface intérieure dn carénage annulaire 26 consistera en des segments tels que 27 et en des segments tels que la partie en saillie de l'ajutage 31. Quelle que soit la forme du stabilisateur d'allunage, des parties de celui-ci peuvent être les parties en saillie des ajutages de démarrage. En général, il n'est pas considéré comme avantageux de retirer de l'énergie du rotor à stato-turbine mais plutôt de l'utiliser comme source de gaz chaud sons pression élevée. Tou- tefois, en se référant à la Fig. 13, on verra qu'il est envisagé qu'un entranement mécanique soit connecté sur le rotor à stato-turbine 1. La Fig. 13 est généralement similaire à la Fig. 1, mais on verra qu'une couronne dentée 40 est fixée au rotor à stato-turbine et que la couronne dentée engrène avec un pignon conique 41. Le pignon conique 41 entratne une unité d'entraînement à vitesse constante 42 par l'intermédiaire d'un arbre 43 et de deux pignons coniques croisés 44, 45. L'entrainement à vitesse constante entrasse à son tour des accessoires 46 par l'intermé- diaire de l'arbre 47. Sur la figure, on remarquera que l'arbre 43 traverse le centre d'une aube 48 qui peut également servir en tant que aube de stator dans la partie turbine du moteur ou pourrait être utilisée pour supporter, par l'intermédiaire d'un palier, un ou plusieurs rotors. Dans un autre mode de réalisation (non représenté) chaque aube de stator 48 pourrait gtre montée rotative autour de son axe longitudinal pour constituer un paramètre de commande pour le moteur. On se réfère à présent à la Fig. 14 sur laquelle est représenté essentiellement le moteur de la Fig. 4, muni des moyens de commande du fonctionnement de ce moteur. On comprendra que lorsque le moteur à turbine à gaz de la Fig. 4, ou l'un quelconque des autres moteurs ici décrits, est installé dans un aéronef, il est nécessaire de régler la puissance de sortie du moteur pour correspondre au domaine de vol de l'aéronef. Par conséquent, le moteur de la Fig. 14 est muni de volets de guidage d'entrée d'air variables 50, d'une commande d'injection de carburant 51 et d'une tuyère à pétales 52 de surface variable. Les volets de guidage d'entrée d'air variables 50, la commande d'injection de carburant 51 et la tuyère à pétales de surface variable sont tous reliés par l'intermédiaire de lignes de commande respectives 53, 54, 55 à la manette de gaz 56. On considère un rotor sur lequel ne s'exerce aucun couple extérieur, tel que le rotor à stato-turbine des Figes. 2 et 5. Puisqu'il existe un col sonique en 70, le nombre de Mach relatif de sortie MR out et l'angle # R out, que l'écoulement existant fait avec le rotor à stato-turbine, sont fixes et ne sont pas affectés par des conditions en amont du col. A présent, si la composante axiale du nombre de Mach à -l'entrée du rotor à stato-turbine ( t in) peut être maintenue constante, par un procédé décrit ci-après, alors on peut déxon- trer méthématiquement que la vitesse de rotor UR se règlera d'elle-m8e pour maintenir constant le nombre de Mach relatif à l'entrée du rotor, MR in , et l'angle # R in que le flux incident fait par rapport au rotor & stato-turbine, lorsque la composante tangentielle du flux incident varie.Pour obtenir ceci, il est nécessaire que le rapport de la température d'arrêt relative à la sortie du rotor & celle & l'entrée du rotor soit maintenu constant, en comandant l'injection de carburant En conséquence, si la vitesse tangentielle d'entrée absolue est réduite, pour une raison quelconque, et si l'écoulement de carburant est correctement réglé, alors le rotor sera accéléré. En bref, afin de maintenir constant MR in etffl R in' des incré- lents de vitesse tangentielle A l'entrée du rotor seront compensés par des incréments dans le même sens de la vitesse du rotor. Si la vitesse tangentielle incidente est à contre sens de la vitesse du rotor, (comme le sera le flux de sortie du rotor compresseur 6) alors un accroissement en valeur absolue de cette vitesse tangentielle se traduira par une chute de la vitesse du rotor, et vice-versa. Si la vitesse tangentielle incidente était de meme sens que la vitesse du rotor, alors un accroissement en valeur absolue de cette vitesse tangentielle se traduirait par une élévation de vitesse du rotor, et vice-versa. On considère à présent le système compris entre l'entrée du rotor compresseur 6, Fig. 5, et la sortie de la turbine d'entraînement 7. Etant donné que le rotor à stato-turbine n' a pas d'effet appréciable sur la vitesse tangentielle du gaz, et puisqu'aucun couple extérieur n'est exercé, le système considéré est un système à couple nul et fonctionnera de la manière décrite pour le rotor à stato-turbine, en ce qui concerne des variations de la vitesse tangentielle du flux incident. Cette fois, la vitesse tangentielle du flux incident est celle du flux de sortie provenant du compresseur 14. Finalement, l'ensemble du système, depuis l'entrée du compresseur 14 à la sortie de la turbine 15 est manifestement un système à couple nul. Ainsi, pourvu qu'aux entrées des différents rotors, la composante axiale des nombres de Mach puisse être maintenue constante (pas nécessairement la même constante pour chaque rotor) alors les nombres de Mach relatifs et les angles à l'entrée (et à la sortie) de ces rotors demeureront constants lorsque la vitesse tangentielle du flux arrivant sur le premier rotor compresseur (qui pourrait être une vitesse tangentielle de sens contraire) est modifiée en commandant 1' an- gle des volets de guidage à l'entrée d'air et l'injection de carburant. On comprendra ainsi que lorsque les volets de guidage d'entrée d'air 50 sont basculés et éloignés de la position axiale, dans une position augmentant leur contre rotation par rapport au premier rotor compresseur, et que l'écoulement de carburant est réduit de façon correspondante (ainsi qu'on le montrera), alors les rotors compresseurs 14 et 6 et leurs turbines asso ciées ralentiront pour maintenir constants leurs nombres de Mach d'entrée relatifs respectifs. En se référant aux triangles de vitesse de la Fig. 6, représentés en tant que triangles de nombre de Mach, on voit que ce ralentissement des compresseurs se traduira par une vitesse tangentielle absolue réduite à entrée du rotor à stato-turbine, nécessitant, comme on l'a déjà montré, un accroissement de la vitesse du rotor à stato-turbine. Ainsi, en bref, lorsque les volets de guidage d'entrée d'air 50 sont écartés de la direction axiale, les rotors compresseurs ralentissent et le rotor à stato-turbine accélère. Durant ce processus, les aubes demeurent toutes à leur nombre de Mach et à l'incidence prévus. On montrera à présent que lorsque les volets de guidage d'entrée d'air 50 sont écartés de la position dans laquelle ils permettent un écoulement axial, des conditions de puissance réduite du moteur sont créées. Puisque les nombres de Mach relatifs sur les rotors demeurent constants, il s'ensuit que le rapport de la température d'arrêt relative à l'entrée du rotor à stato-turbine, à la température statique à l'entrée du premier rotor compresseur 14 doit demeurer constant. Toutefois, lorsque les volets de guidage d'entrée d'air sont écartés de l'axe, la vitesse absolue de l'air à l'entrée du premier compresseur 14 augmente du fait de l'adjonction d'une composante tangentielle.En conséquence, pour des conditions ambiantes données, sa température statique décrit. Par suite, la température d'arrêt par rapport à 11 entrée du rotor à stato-turbine décrit, ainsi qu'on vient de l'expliquer. À présent, comme expliqué plus haut, le rapport des températures d'arrêt par rapport à la sortie et à l'entrée du rotor à stato-turbine doit demeurer constant. Par suite, si la température d'arrêt d'entrée relative est réduite, alors la température d'arrêt de sortie relative doit l'être. Ceci nécessite un écoulement de carburant réduit. Cette réduction d'écoulement de carburant est la première raison pour laquelle la puissance du moteur est réduite lorsque les volets de guidage d'entrée d'air 50 sont écartée de l'axe. La seconde raison est que le débit massique sera réduit lorsque les volets de guidage d'entrée d'air sont pivotés. Le procédé de maintien constant des nombres de Mach axiaux sur les retors sera maintenant expliqué. Pour chaque polit de fonctionnement dans le iode de réalisation décrit, un débit massique est déterminé par les triangles de vitesse. Par suite, pour chaque point de fonctlon- 'ement, le débit massique nécessaire peut gtre calculé. Pour s'assurer que ce débit massique est effectivement réalisé, un col sonique de surface variable, tel qu'un stator de turbine de puissance ou une tuyère à pétales 52 peuvent être prévus. Sa surface est par conséquent réglé pour ne laisser passer que le débit qui maintient les nombres de Mach sur l'axe à travers le générateur de gaz à leurs valeurs prévues. Ainsi, il est possible, en utilisant le iode de réalisa- tion de la Fig. 14 de commander le moteur de sorte que lorsque la puissance augmente, et que la température dans le rotor à stato-turbine augmente, la vitesse de ce dernier diminue. Ceci est complètement contraire au comportement de turbines à gaz classiques dans lesquelles, lorsque la température de pièces tournantes chaudes augmente, la vitesse de rotation augmente également et par suite les contraintes. L'homme de l'art comprendra que tous les modes de réalisation et variantes de la présente invention peuvent entre pareillement contrôlés avec les avantages qui en découlent. De plus, les rangées d'aubes du générateur de gaz demeurent appropriées sur toute une plage de réglages de puissance, produisant un rendement aérodynamique maximal dans cette plage, ce qui pourrait permettre une variation de la puissance du moteur par un facteur de deux ou plus. On se réfère à présent à la Figure 15 sur laquelle est représentée une vue développée de l'aubage utilisé dans une variante de réalisation de l'invention. L'aubage est fondamentalement similaire à celui du moteur de la Fig. 4, mais on remarquera qu'il existe une rangée additionnelle d'aubage intermédiaire auxiliaire 61 entre le rotor compresseur 6 et le rotor à stato-turbine 1. L'aubage intermédiaire est fixe par rapport au carter du moteur, mais son r81e est tout à fait différent de celui de l'aubage statorique dans les turbo-moteurs classiques dont les rôles principaux sont de diffuser le flux d'air comprimé quittant la rangée précédente d'aubes de rotor et de soustraire du flux d'air la composante de vitesse tangentielle ajoutée par la rangée précédente d'aubes de rotor. Dans le présent mode de rFali- sation, l'aubage intermédiaire est agencé de façon i ajoutes une autre composante de vitesse tangentielle au flux d'air comprimé.Cet effet peut Entre compris en se référant aux Figs. 16a à 16F qui sont similaires aux triangles de vitesse des Figea. 6A à 6E. En se reportant en particulier à la Fig. 16E, on peut voir que l'aubage intermédiaire ajoute une composante de vitesse S à la vitesse absolue c3 en aval du rotor 6, produisant ainsi une vitesse absolue c en amont du rotor à stato-turbine 1. La vitesse absolue c4 possède une composante tangentielle plus grande que la vitesse absolue c3 et par conséquent produit une vitesse d'entrée relative BR in plus grande sur le rotor à stato-turbine 1.Pourvu que la température d'arrêt locale en aval de l'aubage intermédiaire puisse être maintenue suffisanent basse, le nombre de Mach d'entrée relatif sur le rotor à statoturbine peut être augmenté avec les avantages de fonctionnement qui en découlent. On comprendra que des moteurs ayant des rapports de pression à pleine puissance élevés auront également un rapport de pression relativement élevé dans des conditions de puissance faible. Ainsi, la possibilité d'obtenir des rapports de pression élevés non seulement permet des puissances de sortie spécifiques élevées, mais également améliore le rendement de combustion du moteur dans des conditions de puissance faible, par exemple pour un moteur tournant au ralenti et au sol. Ceci conduit à une réduction bénéfique d'émission d'oxyde de carbone à partir da moteur dans des conditions de puissance faible, lorsque ces émissions sont souvent généralement les plus nuisibles. L' homme de l'art comprendra facilement que de nombreuses permutations et variations des modes de réalisation ici décrits peuvent être apportées sans se départir de l'esprit de l'invention. REVENDICAUIONS 1 - urbo-moteur, caractérisé en ce qu'il comporte un carter, un rotor sur leque-l s'effectue à la fois la compression, la combustion et la détente, et dénommé ci-après "rotor à statoturbine", caractérisé en ce qu'il comprend au moins un rotor compresseur et des moyens pour faire tourner le ou chaque rotor compresseur dans le sens opposé au rotor à stato-turbine de façon à créer dans l'écoulement d'air une vitesse tangentielle ayant un nombre de Mach relatif supersonique à l'entrée du rotor à stato-turbine, l'aubage de compression étant agencé pour ralentir ledit écoulement d'air supersonique Jusqu'à un écoulement d'air subsonique, le processus de ralentissement supersonique se terminant en une onde de choc normale ou pratiquement normale relativement faible, et en ce qu'il est prévu sur le rotor à stato-turbine une zone d'écoulement divergente, en aval de ladite onde de choc normale ou pratiquement normale, et en amont de la zone de combustion sur le rotor à stato-turbine. 2 - urbo-moteur selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comprend un premier et un second rotors compresseurs en série, en amont du rotor à stato-turbine, des turbines respectives associées à chaque rotor compresseur, et en ce que le second rotor compresseur peut être mis en rotation par sa turbine associée à une vitesse plus grande que celle du premier rotor compresseur pour augmenter successivement la vitesse tangentielle dans le flux d'air. 3 - Turbo-moteur selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le rotor à stato-turbine est entouré par un carénage annulaire externe radialement et comporte un moyeu et un ensemble d'aubes s'étendant entre le moyeu et le carénage annulaire externe ra l'au- be immédiatement adjacente, le moyeu et le bandage annulaire externe radialement, successivement un passage de compression supersonique, un espace de combustion et un passage de détente. 4 - Turbo-moteur selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le rotor à stato-turbine est entouré par un carénage annulaire externe radialement et comporte un moyeu, un ensemble d'aubes de compression et un ensemble d'aubes de détente, les aubes de compression et les aubes de détente s'étendant entre le moyeu et le carénage annulaire pour délimiter respectivement des passages de compression supersonique et des passages de détente, les aubes de compression et les aubes de déten- te étant axialement séparées sur le rotor à stato-turbine pour délimiter un espace de combustion annulaire. 5 - Turbo-moteur selon la revendication 3 ou 4, caractérisé en ce que le carénage annulaire externe radialement ne peut pas tourner avec le rotor à stato-turbine. 6 - Turbo-moteur selon la revendication 3 ou 4, caract6- risé en ce que le carénage annulaire externe radialement comporte trois parties, une première partie fixée à l'aubage de compression pour tourner avec celui-ci, une seconde partie entourant le ou chaque espace de combustion, gais ne pouvant pas tourner avec le rotor à stato-turbine, et une troisième partie fixée à l'aubage de détente pour tourner avec celai-ci. 7 - Turbo-moteur selon la revendication 3 ou 4, caracté- risé en ce que le carénage annulaire externe radialement com- porte deux parties, une première partie entourant l'aubage de compression et le ou chaque espace de combustion, mais ne pon- vant pas tourner avec le rotor à stato-turbine, et une seconde partie fixée & 8 aubage de détente pour tourner avec celui-ci. 8 - Turbo-moteur selon la revendication 3 ou 4, carac trois sa ce qie le carénage annulaire externe radialeuent comporte deux parties, une première partie fixée à l'aubage de coi- pression pour tourner avec celui-ci et une seconde partie entourant le ou chaque espace de combustion et l'aubage de détente, Mis ne pouvant pas tourner avec le rotor à stato-turbine. 9 - Turbo-moteur selon 1 1une quelconque des revendications 6, 7 et 8, caractérisé en ce qu'il est prévu un Joint entre les parties tournante et non tournante du carénage annulaire externe radialement. 10 - Turbo-moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il est prévu des moyens pour alimenter le moteur en carburant. 11 - Turbo-moteur selon la revendication 10, caractérisé en ce que les moyens pour alimenter le moteur en carburant comportent des anneaux conduits de carburant, disposés à l'intérieur du carter, à partir desquels du carburant est délivré dans le flux d'air en amont du rotor à stato-turbine. 12 - Turbo-moteur selon la revendication 10, caractérisé en ce que les moyens pour alimenter le moteur en carburant comportent un ensemble d'orifices dans l'aubage de compression pour délivrer du carburant dans le rotor à stato-turbine. 13 - Turbo-moteur selon la revendication 10, caractérisé en ce que les moyens pour alimenter le moteur en carburant comportent un ensemble d'ajutages dans le carénage annulaire externe radialement en amont du ou de chaque espace de combustion, pour délivrer du carburant dans le rotor à stato-turbine. 14 - furbo-moteur selon la revendication 10, caractérisé en ce que les moyens d'alimenter le moteur en carburant comportent un ensemble d'ajutages dans le moyeu du rotor à stato turbine -pour délivrer du carburant dans le rotor à stato-turbine. 15 - urbo-moteur selon la revendication 10, caractérisé en ce que les moyens pour alimenter le moteur en carburant sont disposés pour introduire du carburant dans le flux d'air en amont de ladite zone d'écoulement divergente sur le rotor à stato-turbine en vue d'un allumage spontané du carburant, après une distance de retard d'allumage, en raison de la température du mélange air/carburant en aval de 1' onde de choc normale ou pratiquement normale. 16 - Eurbo-moteur selon la revendication 10, caractérisé en ce qu'il est prévu des moyens pour stabiliser une flamme dans le ou chaque espace de combustion. 17 - Turbo-moteur selon la revendication 16, caractérisé en ce que les moyens pour stabiliser une flamme dans le ou chaque espace de combustion comportent un déflecteur sur le carénage annulaire externe radialement en vue de créer une turbulence dans le flux d'air dans l'espace de combustion. 18 - Turbo-moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il est prévu des moyens pour mettre en marche le turbo-moteur, ces moyens comportant une source d'air comprimé et au moins un ajutage pour injecter le gaz comprimé dans le rotor à stato-turbine en amont de 1' au- bage de détente, pour faire tourner le rotor à stato-turbine au moyen de l'aubage de détente, et le ou chaque rotor compresseur au moyen de la ou de chaque turbine respective Jusqu'd une vitesse à laquelle le moteur devient auto-entretenu. 19 - gltrbo-soteur selon la revendication 18, caractérisé en ce que la source d'air comprimé comporte une chambre de combustion pilote. 20 - urbo-moteur selon la revendication 17, caractérisé en ce qu'il est prévu des moyens de démarrage du moteur comportant une source de gaz comprimé et au moins un ajutage pour injecteur le gaz comprimé dans le rotor à stato-turbine, chaque ajutage formant une partie des moyens de stabilisation d'une flamme à l'intérieur du ou de chaque espace de combustion. 21 - Turbo-moteur selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est prévu des moyens pour entraîner des accessoires à partir du rotor à stato-turbine. 22 - Turbo-moteur selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est prévu un aubage auxiliaire en amont du rotor à stato-turbine, ledit aubage auxiliaire étant fixe par rapport au carter et étant façonné pour accroître la vitesse tangentielle en amont du rotor à stato-turbine. 23 - Turbo-moteur selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens pour commander le moteur sur toute une plage de réglages de puissance. 24 - Turbo-moteur selon la revendication 23, caractérisé en ce que les moyens pour commander le moteur comportent un ensemble de volets de guidage d'entrée d'air variables en amont du ou de chaque rotor compresseur, une vanne pour réguler 1' ali- mentation du moteur en carburant, des moyens pour faire varier la surface d'échappement de la turbine du moteur et une manette de gaz, reliée au moteur pour simultanément modifier l'angle d'attaque des volets de guidage d'entrée d'air, réguler la vanne d'alimentation de carburant et faire varier la surface de sortie de la turbine du moteur.