Bien que s'appliquant, d'une manière très générale, à tous les corps solides ayant des vitesses supersoniques par rapport à des gaz, la présente invention sera exposée dans le contexte de corps volant dans l'air, par exemple, dans l'atmosphère. 5 II est bien connu que quand un corps volant se déplace à une vitesse supersonique à travers l'atmosphère, il se produit une onde de choc immédiatement en avant de celui-ci. Cette onde de choc se propage vers le sol où elle est perçue sous la forme de ce que l'on appelle un "bang" sonique. Ces "bangs soniques 10 deviennent de plus en plus gênants, en particulier, dans les régions habitées, et dans certains cas, produisent des dommages de sorte qu'il est extrêmement souhaitable, à l'heure actuelle, de trouver des moyens pour les atténuer ou les supprimer. Il convient de noter qu'un profil à nez pointu est, d'une 15 manière générale, le profil considéré comme optimal pour les corps volant à des vitesses supersoniques. L'acceptation de ce profil est due à ce que tant que l'angle de pénétration d'un tel nez reste inférieur à un certain angle critique, l'onde de choc développée est"une onde"obliqueHattachée à la pointe du nez, de 20 sorte que l'élévation de pression en arrière de l'onde et la traînée son minimisées. On sait également que des corps ayant un nez émoussé, ce qui comprend les nez carrée, les nez arrondis et ceux dont l'angle de divergence est supérieur à l'angle critique, créent une onde de choc détachée ayant une partie frontalô 25 perpendiculaire au courant d'air d'amont. Ces ondes de choc sont qualifiées de "normales" et la pression statique en arrière d'une onde "normale" ainsi que la traînée sur le corps, augmentent considérablement. Il résulte des connaissances antérieures ci-dessus, que les corps supersoniques les plus satisfaisants sont 30 ceux ayant un profil effilé donné et qui, partant, ne créent pas de zone de stagnation (zone située en arrière d'une onde de choc normale). En conséquence, des recherches faites pour atténuer ou éliminer les bangs soniques, qui sont produits par des corps supersoniques satisfaisants, partent de profils et de conditions 35 d'onde de choc qui ne conduisent pas à la mise en pratique de la présente invention. la présente invention a pour objet un procédé et des moyens nouveaux pour diminuer les ondes de choc créées par des corps volant à des vitesses supersoniques dans l'air ou dans tout au-40 tre gaz. l'invention sera décrite en prenant pour exemple un corps 69 G3550 2 2001895 volant dans l'air à une vitesse supersonique, mais il est bien évident qu'elle n'est nullement limitée à cet exemple. En effet, l'invention s'applique, d'une manière très générale, à tous les corps solides animés d'une vitesse supersonique par rapport à 5 un gaz, comme c'est le cas, par exemple, des aubes des turbines à gaz et des compresseurs, etc. Selon l'invention, on atténue le bang sonique en utilisant un cycle thermodynamique et en appliquant celui-ci au courant d'air qui entoure le corps volant. Ce cycle thermodynamique 10 comprend trois phases. la première phase consiste à comprimer l'air, la seconde phase, à chauffer l'air et la troisième à dilater celui-ci approximativement à sa pression initiale. Il en résulte une diminution considérable et, éventuellement, une élimination de la forte onde de choc engendrée par le corps volant 15 à des vitesses supersoniques. En conséquence, le but principal de l'invention est de fournir un nouveau procédé pour diminuer les ondes de choc et les bangs soniques résultants engendrés par des corps solides se déplaçant à des vitesses supersoniques. 20 Un autre but de l'invention est de fournir un nouveau procé dé pour diminuer les ondes de choc engendrées par des corps supersoniques qui utilise un cycle thermodynamique efficace en trois étapes consistant à comprimer fortement l'air ou le gaz entourant le nez d'un corps supersonique et à appliquer de la 25 chaleur à l'air ou au gaz ainsi comprimé afin de dilater ces gaz exactement ou approximativement à leur pression initiale. A cet égard, l'invention se propose également d'appliquer la chaleur suivant une configuration asymétrique dans la région des comprimés située près du nez du corps supersonique ; d'utili^r 30 la combustion d'un carburant pour appliquer la chaleur ; à prércir un moyen pour tenir la flamme dans la zone de compression et, utiliser un moyen pour tenir la flamme constitué par tua corps dsé-loignement disposé en avant du nez du corps volant. la chaleur peut être appliquée, par exemple, par la combustion d'un carbu-35 rant, par une décharge électrique ou par des radiations provenant, par exemple, d'une source nucléaire. Parmi les autres buts de l'invention, il convient de mentionner la réalisation d'un nouveau corps supersonique à nez émoussé comportant, en avant de ce nez, des moyens pour appli-40 quer de la chaleur directement en avant et autour de celui-ci, 69 03550 3 2001895 ce corps étant capable de se déplacer à une vitesse supersonique par rapport aux gaz environnants, tout en produisant une onde de choc sensiblement atténuée, pendant que la chaleur est appliquée en avant du nez pendant les vitesses supersoniques. 5 Conjointement avec les "buts précédents, d'autres buts de l'invention résident dans la réalisation de nouvelles structures à nez émoussé, capables de voler efficacement à des vitesses sub-soniques et comportant des moyens pour utiliser la compression élevée qui se développe au voisinage du nez de ces corps pen-10 dant les vols supersoniques pour réaliser un cycle thermodynamique de compression, de chauffage et de dilatation de l'air piès du nez pour atténuer l'onde de choc et la forte traînée normalement occasionnée par l'onde de choc engendrée par un corps à nez émoussé. En appliquant la chaleur sélectivement de façon non-15 symétrique, on peut utiliser les forces perpendiculaires qui se développent pendant le vol supersonique du corps pour contrôler la trajectoire de vol de celui-ci. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention res-sortiront de la description qui va suivre, donnée uniquement à 20 titre d'exemple non limitatif, en référence au dessin annexé, dans lequel : - les figures 1-4 sont des reproductions de photographies prises avec un corps d'essai à nez émoussé dans un tunnel supersonique, à une vitesse relative de 2,25 Mach. Les figures 1, 2 25 et 3 ont été reproduites h partir de photographies prises avec une optique de Sehlieren ; la figure 1 montre un corps cylindrique à l'avant duquel fait saillie un tube à gaz "sans circulation de gaz* se terminant par une buse et comportant un dispositif d'allumage électrique ; 30 - la figure 2 est identique à la figure 1, sauf qu'un cou rant de gaz s'écoule des trous de la buse près de l'extrémité du tube et modifie la configuration des ondes de choc ; - la figure 3 illustre l'étape suivante de l'essai des fig. 1 et 2, étape dans laquelle le gaz a été allumé et brûle ; et 35 _ la figure 4 illustre les mêmes conditions que sur la fig. 3, mais a été reproduite à partir d'une photographie ordinaire qui montre l'enveloppe luminescente des gaz allumés divergeant de l'extrémité de la buse du tube à gaz et entourant le nez émais-sé du corps d'essai, en produisant une mince nappe de gaz chauds 40 s'écoulant le long des parois voisines de celui-ci. 69 03550 4 2001895 Le dessin représente un agencement relativement simple comprenant un corps cylindrique 10 ayant un nez arrondi, essentiellement hémisphérique, ainsi qu'un tube à gaz saillant de petit diamètre formant tuyère. Le corps d'essai a un diamètre 5 de 40 mm. Le dessin représente une structure conforme à l'invention au moyen de laquelle le procédé qui en fait l'objet peut être réalisé. Toutefois, la structure décrite n'a aucune caractère limitatif en ce qui concerne la forme ou le profil des structures pour lesquelles l'invention peut être utilisée, cel-10 le-ci s'appliquant à de nombreux autres éléments tels que des ailes, des aubes et des pales susceptibles de se déplacer à des vitesses supersoniques. Comme il a été expliqué ci-dessus, l'invention prévoit un cycle thermodynamique pour atténuer l'onde de choc, la traînée 15 et le bang sonique, et se propose d'appliquer ce cycle au courant d'air qui entoure le corps volant, ce cycle comprenant trois étapes, à savoir : une compression de l'air, un apport de chaleur à l'air et, l'accomplissement d'une dilatation ou d'une expansion de l'air comprimé approximativement à la pression ini-20 tiale. Lors de la mise en oeuvre d'un tel procédé, de l'énergie mécanique est délivrée lorsque les conditions sont telles que les pertes inévitables de compression et d'expansion ne dépassent pas l'énergie mécanique disponible. En cas d'excès de l'é-25 nergie mécanique utile produite par rapport aux pertes, cet excès consiste en une accélération du courant d'air entourant le corps volant. Conformément à la loi de la conservation de l'énergie, une force correspondant à l'accélération du courant d'air agit sur l'environnement de ce- courant d'air. Etant donné 30 que le seul environnement de ce courant d'air est le corps volant lui-même, cette force de réaction doit agir sur ce dernier et doit l'accélérer dans la direction du vol, à l'encontre de la direction dans laquelle le courant d'air est accéléré. Aux vitesses supersoniques, la majeure partie de la traînée 35 est constituée par les pressions positives agissant le long du nez du corps volant. Lorsqu'une, force agit sur le corps, volant, elle doit se révéler par un changement de la distribution des pressions statiques de l'air autour du corps volant. Etant donné que, comme il a été mentionné, la principale cause de la traî-40 née est constituée par les pressions positives entourant, le nez 69 03550 5 2001895 du corps volant, ces pressions doivent être diminuées conformément à ladite réaction. Or, aux vitesses supersoniques, l'intensité d'une onde de choc située en avant du corps volant est représentée par la pres-5 sion positive entourant le nez de celui-ci. Si, comme mentionné, les pressions positives (ou pressions de stagnation) sont diminuées, il doit en résulter une diminution correspondante de l'onde de choco Lorsque l'onde de choc située en avant du corps volant est diminuée, la partie de cette onde de choc qui arrive au sol 10 sera, elle aussi, considérablement atténuée. Ceci revient à dire qu'en fin de compte le bang sonique sera atténué. Pour exécuter le cycle thermodynamique conforme à l'invention le courant d'air qui arrive au corps volant doit être comprimé. Après cette compression, ce courant d'air doit être chauffé. Sa 15 ce qui concerne le processus de chauffage, il est de la plus haute importance d'exécuter la combustion dans un espace très limité dans lequel les pressions de stagnation sont suffisamment élevées. Des essais conduits par la demanderesse aux vitesses supersoniques ont révélé une diminution essentielle des pressions sta-20 tiques dans la zone du nez du corps volant. En conséquence, lorsque la vitesse de l'air après le corps volant a été augmentée,les variations de la distribution de la pression au nez de celui-ci correspondent remarquablement bien avec l'augmentation du moment du courant d'air après le corps volant. 25 La demanderesse a entrepris ces essais pour s'assurer si l'effet de diminuer la traînée de l'air pouvait être réalisé aux vitesses supersoniques, sachant que des résultats d'essais avaient été publiés auparavant qui indiquaient le contraire. Dans ces essais, on avait utilisé des corps volants ayant de longs nez effi— 30 lés dont la surface avait été chauffée par voie électrique. Or, dans ces résultats antérieurs, on avait observé une augmentation considérable de la traînée de l'air. Ceci s'explique en ce que le chauffage du courant d'air entourant le cône nasal agissait de la même façon qu'une augmentation de l'angle de ce cône qui, de son 35 côté, provoquait une augmentation de la pression statique et, partant, de la traînée du corps volant. L'explication thermodynamique des résultats antérieurs réside dans le fait qu'avec des corps volants élancés ayant un cône nasal effilé, la compression de l'air est si petite que les pertes 40 de compression produites par l'onde de choc sont très supérieures 69 03550 6 2001895 à l'énergie mécanique utile produite. Contre toute attente, en se fondant sur les résultats précédents obtenus avec des corps supersoniques ayant un nez effilé, la demanderesse a, par ses propres moyens, obtenu de façon sur-5 prenante une diminution de la traînée de l'air. Pour atteindre efficacement ce but, elle a trouvé qu'il était nécessaire de suivre strictement les lois des cycles thermodynamiques, ce qui implique qu'une compression importance de l'air devant être chauffé est nécessaire pour obtenir un rendement thermique élevé de 10 ce cycle thermodynamique. En effet, il est bien connu que le rendement d'un cycle thermodynamique augmente avec le rapport de compression, abstraction faite de ce qu'une augmentation du rapport de compression augmente l'énergie consommée pour exécuter cette compression. 15 Bans son application au cas présent d'un corps volant, ceci exige une compression importante de l'air qui arrive au corps volant. En l'absence d'une combustion, celle-ci a évidemment, pour conséquence, une traînée plus forte qu'avec un corps élancé pointu ou avec un profil aérodynamique à bords effilés, tels que 20 ceux utilisés à l'heure actuelle aux vitesses supersoniques. la compression nécessaire peut être réalisée en utilisant un corps ayant un nez émoussé tel que le corps 10 du dessin, qui est représentatif du nez du fuselage d'un avion ou du nez arrondi d'un profil aérodynamique, tel que ceux utilisés pour les 25 avions supersoniques. Dans ce cas, il se forme une forte onde de choc 12 qui, par suite de la loi de la conservation des masses, forme une onde de choc normale ou perpendiculaire 14 à une certaine distance en avant du corps volant. Il est bien connu que l'onde de choc per-30 pendiculaire 14 située en avant du nez émoussé du corps volant 10 s'épanouit en une onde de choc conique 15 entourant le corps 10. Entre la partie perpendiculaire de l'onde de choc 12 et la partie frontale 16 du corps, il y a une zone 18 où la vitesse est subsonique. En entourant le corps volant, ce courant d'air subso-35 nique est à nouveau accéléré à une vitesse supersonique, tout comme l'autre courant d'air environnant. Pour ce faire, la vitesse doit passer par la vitesse du son, c'est-à-dire, par ce que l'on appelle "la ligne sonique". Un examen minutieux montre que, même aux vitesses supersoniques de ce corps à nez émoussé, il 40 existe certains champs ou certaines zones de stagnation où la vi 69 03550 7 2001895 tesse est subsonique qui sont entourées par la partie perpendiculaire de l,onde de choc et par la surface de "ligne sonique" du nez émoussé lui-même. le, distance séparant l'onde de choc perpendiculaire située 5 en avant du corps volant de la surface de ce corps peut être augmentée par des moyens spéciaux, par exemple, par des corps d'é-loignement ou par des supports de flamme mécaniques analogues à ceux décrits à propos du stato-réacteur faisant l'objet du brevet américain n° 2.995.317 au nom de la demanderesse. 10 Dans cette zone de stagnation ou subsonique 18, les vitesses de l'air sont les plus basses et, par conséquent, la pression statique y est la plus élevée. Quand on procède à un apport de chaleur, par exemple, en brûlant un carburant dans cette zone, l'efficacité thermique des forces de combustion atteint son maxi-15 mum. En se fondant sur les théories exposées ci-dessus, des essais initiaux exécutés avec des supports de flamme simples ont montré qu'en appliquant de la chaleur, on obtient une diminution considérable de la pression statique et, partant, de la traînée du 20 corps. Ainsi, lorsque les pressions statiques régnant dans la zone 18 du nez du corps ont été diminuées, l'intensité de l'onde de choc 3ituée devant le corps volant est, de son côté, diminuée. Et lorsque la partie perpendiculaire 14 de l'onde de choc située devant le corps volant est diminuée, la partie conique de cette 25 onde de choc qui arrive au sol a été atténuée en rapport. Ceci a été confirmé par des essais initiaux effectués à des vitesses supersoniques et, par conséquent, l'effet recherché par l'invention a bien été obtenu. Comme mentionné, la combustion doit avoir lieu dans une très 30 petite aire dans laquelle existe une pression statique suffisamment élevée. Pour ce faire, il est nécessaire d'utiliser des moyens pour préparer le carburant, pour le mélanger avec l'air et pour stabiliser la flamme. Ceci peut être réalisé, de façon connue, en utilisant des supports de flamme classiques, dans la ré-35 gion de pression statique accrue située en avant du nez du corps volant. Une autre possibilité, qui a été réellement utilisée dans les essais, consiste à se servir de l'onde de choc elle-même comme support de flamme. Dans ce cas, il est possible d'utiliser simple-40 ment un petit corps d'éloignement, par exemple, un petit tube ou 69 03550 8 2001895 tuyau à gaz 20 faisant saillie à l'avant du corps 10 et dont l'extrémité antérieure engendre des ondes de choc relativement . faibles 22 servant de supports de flamme. En l'absence d'une flamme, comme représenté sur les figures 1et2, l'extrémité anté-5 rieure 32 du corps principal engendre, de la manière habituelle, une très forte onde de choc 12. La faible onde de choc 22 mentionnée ci-dessus, arrive alors sur cette forte onde de choc 12 et s'additionne à celle-ci . Mais quand on développe des forces de combustion dans cette zone de pression statique accrue, la 10 forte onde de choc du nez du corps volant 10 disparaît complètement, comme le montrent des photographies prises avec une optique de Schlieren. Seule subsiste l'onde de choc 22 du petit corps d'éloignement (c'est-à-dire, du tube à gaz 20) en avant du corps volant 10, onde de choc dont l'intensité est très faible. 15 En faisant disparaître l'onde de choc 12 de la tête du corps volant lui-même, le but de l'invention est atteint. On va considérer maintenant plus en détail les diverses figures du dessin, qui ont été tracées pour des essais effectuée à des vitesses de 2,25 Mach et en faisant passer de l'hydrogène 20 dans le tube 20. la figure 1 illustre l'écoulement de l'air quand aucun gaz ne traverse le tube 20. la mince onde de choc 22 produite par l'extrémité du petit tube 20 rejoint la forte onde de choc 12 produite par le corps 10. les deux parties ombrées 24 qui divergent en arrière des épaules du corps 10 indiquent un é-25 coulement subsonique autour de celui-ci. La figure 2 illustre les mêmes conditions d'essai que la figu^ re 1, sauf que de l'hydrogène 26 (non-allumé) s'écoule des trous situés près de l'extrémité du tube 20 sous un débit de 2,18 g/sec. le déplacement produit par le courant de gaz relativement petit 30 (non-allumé), renforce l'onde de choc 12* (15*) du corps. Il est à noter que la petite onde de choc 22 du nez du tube 20 subsiste et qu'il se produit une petite onde de choc supplémentaire 28 au voisinage des trous de l'extrémité du tube 20. On voit que les zones ombrées 24 sont sensiblement agrandies autour du corps 10. 35 L'image de "Schlieren" représentée sur la fig.3 correspond aux mêmes conditions d'essai, sauf que le courant d'hydrogène a été allumé, formant ainsi en brûlant le cône 30 dont les gaz chauds 32 s'écoulent en arrière le long du corps 10. L'allumage s'effectue au moyen d'un dispositif 34 produisant un arc ou une 40 étincelle électrique. 69 03550 9 2001895 On voit que l'onde de choc du corps a disparu et que seule subsiste la faible onde de choc 22 produite par le nez du tube 20. Les zones ombrées 24 situées autour des épaules du corps sont sensiblement diminuées, indiquant que les différences de densité 5 ont été réduites de façon correspondante autour du corps. On peut dire que le corps 10 vole dans son "propre champ subsonique". La figure 4 représente un dessin d'une photographie ordinaire du corps d'essai 10 essentiellement dans les mêmes conditions que sur la figure 3. Seul le courant de gaz est légèrement plus éle-10 vé, c'est-à-dire, 2,21 g/sec, la vitesse étant ici encore de 2,25 Mach . Cette image montre que la combustion des gaz 30 forme un cône situé en avant du nez 16 et qui enveloppe celui-ci. Une légère luminescence 32 apparaît dans l'enveloppe des gaz chauds s*écoulant autour du corps 10. 15 En exécutant des processus de combustion non-symétriques en avant du corps volant, on peut appliquer des forces supplémentaires perpendiculaires à la direction de vol principale . En d'autres termes , en confinant la chaleur dans un certain secteur par exemple, dans la moitié inférieure du nez, celui-ci se dé-20 place vers le bas. L'idée de l'invention n'est pas limitée aux corps volants mais peut être utilisée dans tous les cas où. des corps solides ont une vitesse supersonique par rapport à un gaz. Les étapes individuelles de ce procédé peuvent être essentielles pour l'invention. 25 Ce procédé n'est pas limité au chauffage de l'air par des carburants classiques. C'est ainsi, par exemple, que le chauffage pourrait être réalisé par des radiations électriques ou par de l'énergie atomique. De plus, il est bien connu que la traînée des supports de 30 flamme dépend du fait si la flamme se forme elle-même ou non derrière le support de flamme, car la combustion produit une augmentation de volume et, par conséquent, une augmentation de l'effet de stagnation. Comme l'on sait, dans certaines conditions le profil des supports de flamme situés en avant du corps volant peut 35 être tel qu'en l'absence d'une combustion, ils ne forment qu'une onde de choc très modérée, tandis que le courant d'air principal traverse la zone du support de flamme sans traînée appréciable. Par contre, lorsqu'on allume des supports de flamme produisant une faible onde de choc, l'augmentation de volume peut être telle 40 que toute la section animée d'une vitesse supersonique peut être 69 03550 10 2001895 bloquée, augmentant ainsi considérablement la compression de l'air et formant une onde de choc perpendiculaire en avant des supports de flamme ou près de ceux-ci. Il en résulte une augmentation supplémentaire de l'efficacité et des performances du 5 cycle thermodynamique. 69 03550 n 2001895 -KEVEHDICATIQHS- 1.- Procédé pour diminuer l'intensité des ondes soniques engendrées par des corps solides se déplaçant à des vitesses supersoniques par rapport à un gaz, caractérisé en ce qu'il consiste 5 à chauffer les gaz dans une région voisine du nez du corps supersonique, de façon à augmenter la pression statique desdits gaz dans cette région. 2.- Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits gaz sont constitués par de l'air et où un carburant est brû- 10 lé dans ladite région. 3-- Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'on utilise un support de flamme situé en avant du corps supersonique pour stabiliser la combustion. 4.- Procédé selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'on 15 utilise une onde de choc comme support de flamme. 5.- Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'un petit corps d'éloignement est disposé en avant du corps supersonique et engendre, en l'absence d'une combustion, une onde de choc dont l'intensité est inférieure à celle produite par le corps 20 supersonique lui-même, l'onde .de choc dudit petit corps d'éloignement étant utilisée comme support de flamme. 6.- Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits gaz sont chauffés de façon asymétrique près du nez du corps supersonique afin d'engendrer des forces perpendiculaires 25 à la direction de vol principale dudit corps par rapport aux gaz environnants. 7>- Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le chauffage des gaz entourant le corps supersonique est effectué par de l'énergie atomique ou électrique. 50 8.- Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'on utilise un corps volant à nez émoussé pour réaliser un rapport de compression élevé aux vitesses supersoniques. 9.- Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que le chauffage des gaz s'effectue essentiellement dans une région qui 35 est limitée par l'onde de choc, par la surface du nez du corps supersonique et par la ligne sonique. 10.- Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'on utilise des supports de flamme en avant des corps supersoniques, lesdits supports de flamme étant conçus de manière que, en l'ab- ^ sence de combustion, ils n'engendrent eux-mêmes qu'une très petite 69 03550 12 2001895 traînée, tandis qu'en cas de combustion, il se produit une au,, mentation de la traînée desdits supports de flamme. 11.- Procédé pour atténuer les ondes de choc créées par des corps solides animés d'une vitesse supersonique par rapport à 5 gaz, caractérisé en ce qu'il consiste à appliquer un cycle thermodynamique au courant ae gaz entourant le corps qui consiste à comprimer les gaz par le mouvement dudit corps à la vitesse supersonique, à chauffer les gaz comprimés par un apport de chaxeux' et à dilater les gaz comprimés à des pressions voisines de levr 10 pression initiale. 12.- Procédé selon la revendication 11, caractérisé en ce qu'on utilise un corps ayant un nez émoussé se déplaçant à une vitesse supersonique dans l'atmosphère pour comprimer l'air, où un carburant est électé et est brûlé à une position située en 15 avant du nez émoussé dudit corps. 13.- Corps profilé pour se déplacer à travers un milieu gi zeux environnant de façon efficace, en particulier à des vite^ ses subsoniques, caractérisé en ce qu'il possède une partie antérieure ayant un profil capable d'engendrer une onde de choc 20 normale aux vitesses supersoniques, et dans lequel des moyen_ sont prévus près de ladite partie antérieure pour produire sélectivement un apport de chaleur à la région de haute compression des gaz voisins du nez, afin de diminuer ainsi l'intensité de l'onde de choc produite par ledit corps en diminuant en m'eme 25 temps la traînée de ce corps aux vitesses supersoniques. 14.- Corps selon la revendication 13, caractérisé en ce qu'il a le profil d'un corps volant aérodynamique avec une partie antérieure émoussée. 15.- Corps selon la revendication 13, caractérisé en ce qu au 30 moins un petit corps d'éloignement fait saillie en avant de xa partie antérieure du corps, ledit petit corps étant conçu pour éjecter un carburant devant être brûlé et étant profilé pour engendrer une petite onde de choc destinée à faire fonction de support de flamme, des moyens étant prévus pour allumer ledis 35 carburant. 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