La présente invention concerne des moteurs de propulsion à réaction et leur mode de fonctionnement. Elle concerne particulièrement de petits moteurs de propulsion à réaction, relativement petits et légers, absorbant de l'air et capables d'accélérer une charge d'une manière efficace depuis l'arrêt jusqu'à des vitesses hypersoniques. En conséquence, la présente invention concerne un moteur à réaction absorbant de l'air, dans lequel une partie de l'énergie de l'air sous pression aérodynamique est transmise au carburant par échange de chaleur indirect entre eux. Une autre partie de l'énergie peut être transmise au carburant par échange de chaleur indirect entre le carburant et l'air comprimé dans un compresseur entraîné par une turbine. L'énergie ainsi transmise est utilisée, au moins en partie, par la détente du carburant ou d'une partie de celui-ci dans une turbine entraînant le compresseur d'air du moteur. Du fait que les dispositifs d'échange de chaleur indirect sont situés dans l'orifice d'entrée de l'air et dans le compresseur, ils refroidissent l'air absorbé et diffusé ainsi que l'air comprimé, de sorte qu'en aval des échangeurs de chaleur le moteur ne subit pas de température supérieure, par exemple à une température correspondant à Mach 3 environ (c'està-dire 3430C environ) pour des conditions de vol à Mach 8. La présente invention concerne également un tel moteur de propulsion à réaction dans lequel la chaleur provenant de l'air est transmise au carburant à la suite de chaque étage d'un compresseur d'air à étages multiples. Le moteur comprend un échangeur de chaleur à régené- ration ou récupération situé dans une zone de combustion de sa chambre de combustion de sorte que depuis la vitesse de lancement jusqu'à une gamme basse de vitesses hypersoniques d'environ Mach 4, l'échangeur de chaleur à régénération fournit une partie de l'énergie nécessaire au fonctionnement du compresseur d'air. Dans le moteur selon l'invention il n'y a pas de couplage aérodynamique entre le compresseur et la turbine qui l'entraîne, de sorte que l'énergie fournie à celle-ci, ne dépendant pas du débit d'air dans le compresseur, élimine la nécessité de compresseurs à géométrie variable ou d'une évacuation d'air pendant le fonctionnement du moteur dans une gamme très étendue des conditions de vol. Dans le moteur à turbine à air selon l'invention, l'air contourne la turbine et la totalité de l'air comprimé par le compresseur est refoulée dans la zone de combustion du moteur. Pour que le refroidissement soit extrêmement efficace, il est avantageux que la capacité calorifique du carburant choisi soit élevée dans la plage des températures de fonctionnement, afin de pernettre une absorption importante d'énergie par kilogramme de carburant. Pour qu'au cours de la détente la conversion de l'énergie en poussée soit efficace, le carburant doit donner des gaz d'échappement de faible poids moléculaire moyen. Dans ces limites, on dispose d'une série importante de carburants qui peuvent être choisis en fonction d'autres caractéristiques et de leur effet sur les exigences particulières du moteur. Parmi les carburants qu'il est possible d'utiliser on trouve l'hydrogène et des composes contenant de l'hydrogène, tels que l'ammoniac, l'alcool méthylique, l'alcool éthylique, le méthane, l'éthylène glycol et le cyclohexane. Parmi ces carburants, ceux qui subissent une décomposition ou dissociation endothermique à des températures comprises entre la température d'emmagasinage et la température d'entrée dans la turbine et/ou le compresseur conviennent particulièrement pour le moteur selon l'invention. A ces températures, les carburants les plus appropriés se dissocient en hydrogène et en d'autres composés de poids moléculaire relativement faible, sans formation de particules de carbone libre. L'ammoniac, l'alcool méthylique, l'éthylène glycol et le cyclohexane sont des exemples avantageux de tels carburants. Des carburants de grande capacité calorifique avantageux tels que l'ammoniac, l'alcool méthylique, l'éthylène glycol et le cyclohexane se décomposent respectivement en hydrogène et azote, en hydrogène et oxyde de carbone et en hydrogène et benzène. La dissociation ou décomposition est endothermique et les produits gazeux résultants ont un faible poids moléculaire. Ils sont exceptionnellement propres c'est-à-dire que les produits gazeux et leurs produits de combustion ntont que peu ou pas du tout tendance à encrasser le moteur car ils ne contiennent pas de carbone libre. D'une manière générale, la présente invention concerne un moteur de propulsion à réaction comprenant un dispositif contenant une chambre de combustion comportant à son extrémité arrière une tuyère de sortie, de détente et d'impulsion, un dispositif d'aspiration de l'air sous pression aérodynamique, un organe dirigeant l'air de lvorifice d'aspiration vers l'ex- trémité avant de la chambre de combustion, une chambre d'emmagasinage du carburant, un dispositif d'échange de chaleur indirect avec le carburant, en contact d'échange de chaleur avec l'air sous pression aérodynamique dans le dispositif dirigeant l'air, un dispositif guidant le carburant à travers l'or- gane d'échange de chaleur indirect, un compresseur d'air constituant une partie du dispositif de guidage de Itair, situé entre l'échangeur de chaleur indirect et l'extrémité avant de la chambre de combustion, une turbine à expansion directe entratnant le compresseur d'air, un autre échangeur de chaleur associé au compresseur et destiné au réchauffage du carburant, un dispositif guidant le carburant à travers cet autre échangeur de chaleur indirect, un dispositif dirigeant une partie, au moins, du carburant chauffé par l'air à travers la turbine à expansion directe et un dispositif dirigeant au moins le carburant stéchappant de la turbine vers la chambre de combustion. A titre d'exemple on a décrit ci-après et représenté au dessin annexé deux formes de réalisation du moteur de propulsion à réaction selon l'invention. La figure 1 est une coupe schématique du moteur de propulsion à réaction selon l'invention. La figure 2 est une coupe schématique d'un moteur de propulsion à réaction semblable à celui de la figure 1 mais appliquant une autre forme de réalisation de l'invention. Sur la figure 1,la référence 10 désigne l'ensemble d'un moteur de propulsion à réaction selon l'invention. Il comprend une enveloppe ou carter 12 comportant~une extrémité avant 14 et une extrémité arrière 16. L'extrémité avant 14 du carter 12 est reliée au conduit d'admission de l'air sous pression aérodynamique dont le trajet est indiqué par les flèches A. Un dispositif d'échange indirect de chaleur 18 est situé à l'extrémité avant 14 du passage destiné à l'air sous pression aérodynamique. Sa surface extérieure est en contact avec l'air pénétrant dans le moteur. Les surfaces internes du dispositif d'échange de chaleur indirect constituent un trajet d'écoulement pour le carburant. Le carburant provenant d'un réservoir 20 est dirigé par un conduit 22, une pompe 24, entraînée par la turbine, et un conduit 26 vers le dispositif d'échange indirect de chaleur 18. Le débit de carburant vers l'échangeur de chaleur 18 peut être réglé entre des limites étendues par une variation du débit de refoulement de la pompe 24 ou à l'aide d'une vanne de réglage 21 montée sur la canalisation de carburant. Le débit de refoulement de la pompe ou la vanne 21 peut être commandé à la main et/ou de la manière indiquée sur le dessin par un dispositif 23, détectant la température de sortie du compresseur, qui permet à une quantité suffisante de carburant de traverser l'échangeur de chaleur 18 pour maintenir entre les limites voulues la température d'entrée dans la turbine et la température de refoulement du compresseur. Un conduit 28 dirige le carburant de l'échangeur de chaleur 18 vers une vanne 30 qui règle son débit. Le carburant ou une partie de celui-ci, peut être dirigé de la vanne 30 vers un conduit 32 qui la relie à une couronne de diffusion 34 de la turbine dirigeant le carburant vers les aubes d'une turbine 36 à expansion directe. Une partie, au moins, du carburant dirigé vers la vanne 30 peut être également dirigée sélectivement par un conduit 38, une vanne de commande 39 et un conduit 39' vers un autre dispositif d'échange de chaleur 40 destiné au chauffage du carburant et qui est associé à un compresseur d'air à étages multiples indiqué en 42. Cet autre échangeur de chaleur 40 est disposé dans les éléments 44 du stator de chaque étage du compresseur 42 qui est relié lui-mEne par un arbre 46 à la turbine à expansion directe 36. Le carburant qui provient directement de la pompe 24 peut être également dirigé vers l'échangeur de chaleur 40 par un conduit 41 qui relie le refoulement de la pompe 24 à la vanne de commande 39. La vanne de commande 39 détermine les proportions entre le carburant provenant de la pompe 24 et le carburant chauffé par l'air sous pression aérodynamique qui doivent être envoyées par le conduit 39' dans l'échangeur de chaleur 40 du compresseur. Après son passage dans l'échangeur de chaleur associé avec le compresseur à plusieurs étages 42, le carburant s'écoule par un conduit 48, une vanne de commande 49, un conduit 51 et un limiteur de débit 49' vers la vanne de contrôle du débit de carburant 30 où il se mélange avec-la partie du carburant s'écoulant de celle-ci par le conduit 32 vers la couronne de diffusion annulaire 34 de la turbine 36. Le carburant sortant de l'échangeur de chaleur 40 peut être également envoyé par la vanne-de commande 49, un conduit 53 et un limiteur de débit 53' dans un conduit 26 afin d'être envoyé à l'échangeur de chaleur 18 de l'air sous pression aérodynamique. Une partie du carburant qui s'écoule de l'échangeur de chaleur 18 et/ou de l'échangeur 40 vers la vanne 30 peut être également dirigée par un conduit 50 vers une tuyère de sortie et de poussée 52 disposée dans la chambre de combustion 54. Il est avantageux que la tuyère de poussée 52 soit disposée à l'extérieur de la chambre de combustion 54, en particulier lorsque la quantité de carburant nécessaire pour le refroidissement de l'air sous pression aérodynamique est supérieure à la quantité de carburant qui doit être brûlée en proportions stoechiométriques avec l'air d'alimentation disponible. Le carburant sortant de la turbine d'expansion directe 36 est introduit par un canal annulaire 56 dans les extrémités intérieures de chacun des conduits de distribution 55, situés à l'extrémité avant de la chambre de combustion 54. L'air comprimé sortant du compresseur 42 s'écoule par une chambre annulaire 58 dans la chambre de combustion 54 où il se mélange et brûle avec le carburant. Les produits de combustion du car- burant et de l'air comprimé sortent par la tuyère arrière 60 du moteur de propulsion à réaction. Comme on l'a indiqué précédemment, pour que le rendement du refroidissement soit élevé et que le taux d'absorption de l'énergie par kilogramme de carburant soit important, il est avantageux que la capacité calorifique du carburant choisi soit élevée dans la plage des températures de fonctionnement prévues du moteur. En même temps, pour que la conversion de l'énergie en poussée soit efficace pendant le processus de la détente, le carburant doit donner des gaz d'échappement dont les composants ont un faible poids moléculaire moyen. De ce fait, l'hydrogène cryogénique ou les carburants qui subissent une décomposition endothermique à des températures comprises entre leur température d'emmagasinage et les températures d'entrée dans la turbine et/ou le compresseur, conviennent particulièrement pour le moteur de l'invention. Lorsque de tels carburants sont utilisés à des vitesses de vol relativement faibles, inférieures à Mach 1,5 environ, dans un moteur ou l'air arrivant et l'air comprimé mécaniquement sont utilisés pour réchauffer le carburant avant la combustion, sensiblement la totalité du carburant réchauffé dans l'échangeur de chaleur indirect 18 et dans l'échangeur de chaleur 40 doit passer par la turbine 36 pour faire fonctionner le compresseur. A mesure que la vitesse de vol et la température de l'air d'entrée augmentent, le refroidissement de l'air en avant de la chambre de combustion doit être plus important et en conséquence l'échappement du carburant sera plus important avant son passage dans la turbine et/ou la zone de combustion. En conséquence, il faut moins de carburant pour le fonctionnement de la turbine 36, de sorte qu'une plus grande partie de celui-ci est dirigée par la vanne de réglage 30 du débit directement vers la chambre de combustion 54 par le conduit 50 et la tuyère de poussée 52. Les dispositifs d'échange indirect de chaleur entre l'air et le carburant, disposés en avant du compresseur et à l'intérieur de celui-ci remplissent trois fonctions principales. La première fonction consiste à accroître le travail effectué par le carburant dans la turbine par addition de chaleur sans combustion, tout en réduisant le travail nécessaire pour la compression de l'air, de façon à rendre plus efficace le cycle de fonctionnement. La seconde fonction consiste à refroidir l'air entrant jusqu'à des niveaux de température acceptables, inférieurs, de préférence, à 5380C, afin d'éviter des températures de sortie excessives et la décomposition des produits de combustion dans la zone de combustion. La troisième fonction consiste à accroître la densité de l'air par refroidissement afin d'obtenir un débit massique plus élevé par unité de surface frontale du compresseur et un niveau de poussée résultant plus élevé. Lorsque les besoins en énergie de la turbine 36 sont particulièrement élevés aux faibles altitudes et pour des vitesses correspondant à des nombres de Mach faibles, la chaleur transmise au carburant par les dispositifs d'échange de chaleur indirect situés dans l t orifice d t entrée de l?air de pression aérodynamique et la chaleur qui lui est transmise par le dispositif d'échange de chaleur indirect situé dans le compresseur 42, peuvent être insuffisantes pour permettre un fonctionnement efficace de la turbine. Dans ces conditions, il est possible d'utiliser un échangeur de chaleur à régénération ou récupération dans la chambre de combustion afin de fournir énergie supplémentaire nécessaire à la turbine 36.La figure 2 représente un moteur comprenant un tel dispositif d'échange de chaleur à régénération. La figure 2 représente un moteur 110 comprenant un carter ou enveloppe 112 comportant une extrémité avant 114 et une extrémité arrière 116. L'extrémité avant 114 est reliée au conduit d'admission de l'air sous pression aérodynamique, dont le trajet est indiqué par les flèches A. La surface extérieure d'un dispositif d'échange indirect de chaleur 118, disposé à l'extrémité avant 174 du conduit pour l'air sous pression aérodynamique est en contact avec l'air qui pénètre dans le moteur. Le carburant provenant d'un réservoir 120 est dirigé par un conduit 122, une pompe 124 entraînée par une turbine et un conduit 126 vers l'intérieur de l'échangeur de chaleur 118. Une vanne de réglage 121 montée sur la canalisation de carburant permet un réglage du débit du carburant vers l'échangeur de chaleur 118, dans des limites étendues. Le débit de refoulement de la pompe ou la vanne de réglage 121 peuvent être commandés à la main et/ou de la façon indiquée sur le dessin, par un dispositif 725, détectant la température de sortie du compresseur, qui permet à une quantité suffisante de carburant d'être envoyée à l'échangeur de chaleur 118 pour le maintien dans les limites voulues de la température d'admission dans la turbine et de la température de refoulement du compresseur. Un conduit 128 dirige le carburant de l'échangeur de chaleur 1t8 vers une vanne 130 de réglage et de commande du débit. Le carburant, ou une partie de celui-ci, peut être dirigé de la vanne 130 vers un conduit 132 qui la relie à la couronne de diffusion 134 d'une turbine à expansion directe, dirigeant le carburant vers les aubes de la turbine 136. Une partie du carburant envoyé à la vanne 130 peut être également dirigée sélectivement par un conduit 162 vers un échangeur de chaleur 164 de récupération ou de régénération, disposé dans la chambre 154 du moteur de propulsion à réaction. Une canalisation de retour 166 dirige le carburant réchauffé de l'échangeur de chaleur 164 par un limiteur de débit 167 vers la vanne 130 où il est mélangé avec une partie du carburant s'écoulant de celle-ci par le conduit 132 vers la couronne de diffusion annulaire 134 de la turbine 136. De plus, une partie du carburant qui stécoule de l'échangeur de chaleur 118 vers la vanne 130 peut être dirigée par un conduit 138, une vanne de commande 139 et un conduit 139' vers un échangeur de chaleur 140 associé au compresseur 142. Le carburant provenant directement de la vanne 124 peut également être dirigé vers l'échangeur de chaleur 140 par un conduit 141 qui relie le refoulement de la pompe 124 à la vanne de commande 139. La vanne de commande 139 détermine les proportions de carburant provenant de la pompe 124 et de carburant chauffé par l'air sous pression aérodynamique qui doivent être envoyées par le conduit 139' à l'échangeur de chaleur 140 du compresseur. La canalisation de retour de l'échangeur de chaleur 140 dirige le carburant chauffé vers la vanne de réglage 130 par un conduit 148, une vanne de commande 149, un conduit 151 et un limiteur de débit 149'. Le carburant sortant de la vanne est dirigé par un conduit 150 vers la tuyère de poussée et de sortie 152 disposée à l'extrémité arrière de la chambre de combustion 154 ou vers un conduit 132 qui relie la vanne 130 à la turbine 136. Le carburant sortant de 1 'échangeur de chaleur 140 du compresseur peut être également dirigé par une vanne de commande 149, un conduit 153 et un limiteur de débit 153' vers le conduit 126 afin d'être envoyé à l'échangeur de chaleur 118 de l'air sous pression aérodynamique. Il convient de se rendre compte que la partie du carburant qui est envoyée à l'échangeur de récupération 164, disposé dans la chambre de combustion, peut être le carburant qui a traversé successivement l'échangeur de chaleur de l'air sous pression aérodynamique et l'échangeur de chaleur du compresseur. L'échangeur de chaleur 140 associé au compresseur 142 diffère de l'échangeur de chaleur 40 associé au compresseur 42 de la forme de l'invention représentée sur la figure 1, par le fait que dans cette réalisation les éléments d'échange de chaleur de l'invention sont disposés après chacun des divers étages du compresseur au lieu de faire partie intégrante des éléments de son stator. Dans la forme de l'invention représentée sur la figure 1, la turbine 136 à expansion directe est reliée par un arbre 146 au rotor du compresseur 142 et un arbre 143 partant de l'extrémité avant du rotor du compresseur 142, entraîne la pompe à carburant 124. Le carburant sortant de la turbine 136 est dirigé vers la chambre de combustion 154 par des conduits de sortie 155, de sorte que le carburant qui traverse la turbine 136 est dirigé d'une façon commode vers la chambre de combustion. Un moteur du type représenté sur la figure 2 peut fonctionner d'une manière efficace dans une plage de vitesses partant de l'immobilité au moment du lancement jusqu'à des vitesses de Mach 10 et des altitudes pouvant atteindre 45.000 mètres, à l'aide de carburants à décomposition endothermique de l'invention ou à l'aide d'hydrogène cryogénique.A des vitesses inférieures à Mach 4, lorsque la quantité de chaleur transmise par l'air sous pression aérodynamique admis au carburant dans l'échangeur de chaleur 148 et dans l'échangeur de chaleur 140, peut être insuffisante pour un fonctonnement efficace de la turbine qui, à son tour, entraîne le compresseur 142 et la pompe à carburant 124, la vanne de commande et de réglage 130 dirige une partie du carburant qui lui arrive des échangeurs de chaleur 118 et/ou 140 vers le conduit 162 afin de le faire passer par l'échangeur de chaleur de récupération 164. Du fait qu'une quantité moindre de carburant est nécessaire pour l'entraînement de la turbine 136 lorsque la température du carburant traversant la turbine augmente, la vanne 130 dirige directement le carburant en excès par le conduit 150 vers la chambre de combustion par la tuyère de poussée 152. Les éléments de commande des vannes 30, 39, 49 et 130, 139 et 149 qui règlent le débit de carburant peuvent être sensibles à la température du carburant, de la turbine ou du compresseur, à l'altitude, à la vitesse du véhicule, à la vitesse de la turbine ou à une combinaison de deux ou d'un plus grand nombre de ces paramètres. Les vannes peuvent être reliées à un dispositif de programmation mécanique ou électronique qui peut être commandé du sol ou qui peut être d'un type préréglé connu dans la technique. A une vitesse d'environ Mach 4, aucune quantité de carburant provenant des échangeurs de chaleur 118 ou 140 n'est envoyée à l'échangeur de chaleur de récupération 164 et l'air réchauffant le carburant fournit la totalité de l'énergie nécessaire pour la turbine. On voit d'après la description ci-dessus des moteurs des figures 1 et 2, que le carburant provenant du réservoir d'emmagasinage peut passer par un dispositif d'échange de chaleur avec l'air sous pression aérodynamique, situé à l'avant ou par l'échangeur de chaleur du compresseur ou par les deux échangeurs de chaleur-, en série et en parallèle. Lorsqu'on désire que le carburant s'écoule en série par les deux échangeurs de chaleur il peut s'écouler d'abord vers l'échangeur de chaleur du compresseur ou d'abord vers l'échangeur de chaleur recevant l'air sous pression aérodynamique.Une partie du carburant réchauffé est envoyée après son passage dans l'un des deux échangeurs de chaleur ou dans les deux échangeurs, vers le compresseur et la turbine et le restant du carburant réchauffé par l'air peut être envoyé aux tuyères de poussée 52 ou 152. De plus, lorsqu'on utilise un échangeur de chaleur à récupération ou à régénération, tout ou partie du carburant réchauffé par l'air qui doit être envoyé à la turbine du compresseur peut être dirigé vers l'échangeur de chaleur de récupération. Diverses modifications peuvent être apportées aux trajets d'écoulement du carburant depuis le réservoir jusqu'à la chambre de combustion et/ou les tuyères de poussée, sans sortir du cadre de l'invention. Par exemple, sur les figures 1 et 2, le carburant s'écoule dans les échangeurs de chaleur 40 et 140 depuis le dernier étage vers le premier mais cependant ce sens d'écoulement peut être inversé de sort que le carburant s'écoule d'abord vers le premier étage de l'échangeur de chaleur du compresseur. Le carburant froid sortant de la turbine peut être utilisé, à volonté, pour le refroidissement d'éléments du moteur tels que le carter de la chambre de combustion, la tuyère d'échappement, etc, avant sa combustion avec l'air comprimé dans la chambre de combustion. REVENflICATI0NS 1. Moteur de propulsion à réaction, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif contenant une chambre de combustion comportant à son extrémité arrière une tuyère de sortie de détente et de propulsion, un organe constituant un orifice d'admission de l'air sous pression aérodynamique, des moyens pour guider l'air de l'orifice d'admission vers l'extrémité avant de la chambre de combustion, une chambre d'emmagasinage contenant le carburant, un dispositif d'échange de chaleur indirect destiné au réchauffage du carburant étant en contact d'échange de chaleur avec l'air sous pression aérodynamique dans lesdits moyens de guidage de l'air, des premiers moyens dirigeant le carburant vers le dispositif échangeur de chaleur, un compresseur dlair constituant une partie des moyens dirigeant l'air, étant situé entre le dispositif d'échange de chaleur et l'extrémité avant de la chambre de combustion, une turbine à expansion directe entraînant le compresseur, un autre dispositif d'échange de chaleur destiné au chauffage du carburant étant associé au compresseur, des seconds moyens dirigeant le carburant vers ledit autre dispositif d'échange de chaleur, des organes dirigeant une partie, au moins, du carburant chauffé par l'air vers la turbine à expansion directe et un dispositif dirigeant au moins la partie du carburant s'échappant de la turbine à expansion directe vers la chambre de combustion. 2. Moteur de propulsion à réaction suivant la revendication 1, caractérisé en ce que le compresseur dtair comprend plusieurs étages, le dispositif d'échange de chaleur destiné au chauffage du carburant et associé au compresseur étant situé à la suite de l'un au moins des étages dudit compresseur. 3. Moteur suivant la revendication 2, caractérisé en ce que le dispositif d'échange de chaleur destiné au chauffage du carburant et associé au compresseur, est monté à la suite de chacun des étages du compresseur à étages multiples 4. Moteur de propulsion à réaction suivant l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en cequ'il comprend un échangeur de chaleur de récupération destiné au chauffage du carburant, disposé dans la chambre de combustion, un dispositif dirigeant sélectivement au moins une partie du carburant réchauffé par l'air vers l'échangeur de chaleur récupération, des moyens dirigeant au moins une partie du carburant réchauffé par l'air et du carburant passant par l'échangeur de chaleur de récupération vers la turbine à expansion directe et des dispositifs brûlant au moins la partie du carburant s'échappant de la turbine a expansion directe, dans la chambre de combustion. 5. Procédé pour la mise en oeuvre d'un moteur de propulsion absorbant de l'air, caractérisé en ce qu'il consiste à transmettre une partie de l'énergie de l'air sous pression aérodynamique pénétrant dans le moteur à alimentation en carburant par échange de chaleur indirect entre l'air sous pression aérodynamique et le carburant, à faire passer l'air sous pression aérodynamique refroidi à travers un compresseur entraîné par une turbine, à transmettre une partie de l'énergie provenant de l'air passant par le compresseur entraîné par la turbine au carburant d'alimentation par échange de chaleur indirect entre l'air comprimé et le carburant, à diriger sélectivement une partie du carburant réchauffé à travers la turbine entraînant le compresseur, à diriger vers une chambre de combustion le carburant provenant de la turbine et au moins une partie de l'autre partie du carburant et de l'air comprimé provenant du compresseur entraîné par la turbine et à faire détendre les produits de combustion dans une tuyère de détente et de propulsion 6. Procédé suivant la revendication 5, caractérisé en ce qu'il consiste également à translaettre sélectivement une partie de l'énergie de la chambre de combustion du moteur à une partie du carburant réchauffé par l'air destiné à la turbine entraînant le compresseur par échange de chaleur indirect entre les produits de combustion et ladite partie du carburant.