La présente invention concerne un procédé et un dispositif de suppression ou au moins de réduction de la résistance aérodynamique postérieure d'un objet volant tel qu'un obus. Dans le domaine des tirs d'artillerie, on cherche constamment à accroître la portée et la précision des canons de campagne. On obtient une plus grande portée soit par des améliorations du canon qui peuvent même comprendre des modifications aux charges propulsives, nécessitant un nouveau dessin des pièces du canon dû par exemple à une augmentation de la pression des gaz au moment du tir, soit par des amé- liorations des performances des projectiles. Le temps de renouvellement des pièces de canon est long si bien qu'il est plus intéressant de tenter d'améliorer les caractéris- tiques des projectiles eux-mêmes, sans modification des canons, car les munitions ont un temps de renouvellement totalement différent de celui du canon. On peut améliorer les caractéristiques des projec- tiles de diverses manières qui, dans une certaine mesure, peuvent être combinées pour un même projectile. Actuelle- ment, on consacre des efforts à trois axes différents de recherche, le premier portant sur des essais de réalisation d'un projectile à faible résistance, la résistance aérody- namique étant réduite au minimum. Ces travaux conduisent à la réalisation de projectiles plus longs-et plus minces. Le second axe de recherche comprend l'équipement de pro- jectiles spéciaux par une source incorporée d'énergie sous forme d'un moteur-fusée, ces projectiles étant appelés "projectiles assistés par fusée", alors que le troisième axe de recherche s'est concentré sur la réduction de la résistance aérodynamique postérieure ou de culot du pro- jectile, provoquée par le courant d'air circulant autour du projectile et créant une dépression juste en arrière du culot du projectile par rapport à l'air environnant. On sait que cette résistance aérodynamique pos- térieure peut être réduite ou même éliminée théoriquement lorsqu'un courant de gaz s'écoule en sortant de la surface postérieure du projectile, d'une manière convenable afin que la pression postérieure soit accrue. Cette pression peut encore être accrue lorsque le courant- de gaz est combiné au dégagement de chaleur. L'effet obtenu qui est un effet de soufflage au culot, diffère de celui qui est obtenu par la propulsion par fusée uniquement étant donné que le courant créé est si faible que la force de réaction correspondante est pratiquement négligeable lorsqu'on la compare à la variation de pression affectant la partie postérieure du projectile. Ce problème de la réalisation d'un projectile ayant un courant satisfaisant sortant par le culot, s'est révélé particulièrement important sur le plan pratique. La nécessité d'un long temps de combustion et d'un courant sortant réduit de gaz a conduit à la réalisation de charges de poudre à combus- tion lente, le courant de gaz étant dirigé vers la surface postérieure du projectile par l'intermédiaire d'un orifice de sortie de gaz relativement important. En conséquence, la production de charges de poudre à combustion suffisamment lente, ne se désintégrant pas sous l'influence conjuguée de toutes les forces affectant le projectile, pose un problème. Les charges de poudre à combustion lente destinées aux projectiles connus à éjection d'un courant de gaz postérieur pré- sentent en outre en réalité un inconvénient car les charges de poudre qui doivent communiquer avec l'atmos- phère environnante par un orifice relativement grand de sortie brûlent à des vitesses variables lorsque - la pression extérieure varie, c'est-à-dire que la vi- tesse de combustion varie avec la hauteur de la trajec- toire. L'invention concerne l'élimination de la résis- tance aérodynamique postérieure, indépendamment de l'altitude de vol du projectile et, grâce à un excellent mélange contenant de l'air, la charge de poudre qui peutêtre transportée dans le projectile est utilisée de façon avantageuse. Un autre avantage du dispositif d'élimination de la résistance aérodynamique postérieure selon l'invention est qu'il ne nécessite pas de système spécial d'allumage, contrairement aux charges connues de poudre à combustion lente pour formation d'un courant postérieur de gaz. Ces constructions connues ont en fait un allumage assuré par les gaz de la poudre lors du tir du projectile mais la rapide chute de pression éteint la combustion lorsque le projectile quitte le canon de l'arme. L'invention met en oeuvre des solutions qui peuvent être utilisées dans des projectiles ayant leur propre source d'énergie, par exemple dans le cas des missiles qui, pour des raisons dépendant du système de guidage ou d'autressont réalisés avec un culot plus ou moins perpendiculaire, créant une résistance aérodynamique postérieure indésirable. Selon l'invention, les gaz de combustion sont évacués d'une chambre de combustion dans laquelle une poudre propulsive ou un autre propergol est brûlé dans des conditions telles que les gaz de combustion quittent la chambre de combustion à une vitesse critique, c'est- à-dire à une vitesse supérieure à la vitesse du son, et les gaz perdent ensuite la plus grande partie de leur énergie motrice, c'est-à-dire que leur vitesse est réduite à un point tel que les gaz évacués ne trans- mettent pratiquement plus d'énergie motrice réelle lorsqu'ils sont libérés par le projectile ou la fusée au niveau de la surface du culot. On peut agir sur l'énergie motrice des gaz de combustion de plusieurs manières. On a montré que l'une qui donnait satisfaction, oblige les gaz à changer de direction dans des conditions telles qu'ils se mélangent efficacement avec l'atmosphère environnante. Un autre proc âdé permet aux gaz d'échappe- ment circulant à une vitesse critique de s'écouler dans une chambre de grand volume, par rapport à la quantité de gaz évacuée. La chambre ellemême doit avoir un contact direct avec l'atmosphère environnante par l'intermédiaire d'un ou plusieurs orifices de sortie. Comme ce mode de réalisation met en oeuvre des gaz chauds de combustion assurant un freinage par projection contre un déflecteur réalisé dans l'objet considéré, le déflecteur peut être considéré comme un "diviseur de flamme". Lorsque ce dernier est formé de manière qu'il assure un bon mélange des gaz de com- bustion avec l'air environnant, l'augmentation connue précitée de la résistance aérodynamique postérieure, obtenue lorsque la chaleur est dégagée, peut être utilisée avantageusement. Selon l'invention, on peut considérer de façon générale que, à une pression relativement élevée, des gaz de combustion sont créés et, pendant leur écoulement critique, ils sont évacués de la chambre de combustion et la plus grande partie de l'énergie motrice est ensuite retirée des gaz sortants de combustion, ces derniers étant alors éloignés de la surface postérieure du pro- jectile (objet) à une vitesse très faible, totalement en accord avec les techniques connues. Cela signifie que le procédé selon l'invention n'est pas limité à l'utilisation d'une poudre br lant à une pression spé- cialement basse, mais peut mettre en oeuvre un moteur- fusée très petit totalement'classique dans lequel l'éner- gie motrice des gaz de combustion sortants est annulée. Plus précisément, selon l'invention, les gaz de combustion formant un courant à vitesse critique sont évacués de la chambre de combustion puis dirigés vers des sorties formées à la surface postérieure de l'objet par des dispositifs qui éliminent la plus grande partie de l'énergie motrice des gaz avant qu'ils attei- gnent ces sorties ou lorsqu'ils les atteignent. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront mieux de la description qui va suivre, faite en référence aux dessins annexés sur lesquels: les figures 1 à 8 sont des coupes de la partie arrière d'obus d'artillerie ayant un dispositif d'élimi- nation de la résistance aérodynamique postérieure selon l'invention; et la figure 9 est une coupe d'une fusée ayant un dispositif équivalent d'élimination de la résistance aérodynamique postérieure. Sur les figures 1 à 8, la référence 1 désigne la partie arrière du corps d'un obus comprenant une chambre 2 de combustion ayant une charge propulsive 3 du dispositif d'élimination de la résistance aérodyna- mique postérieure, et une tuyère 4 par laquelle les gaz de combustion créés par la charge propulsive 3 sortent de la chambre 2 de combustion. Un espace 2 contenant de l'air est formé entre la partie arrière 3' de la charge 3 et la ou les tuyères 4. Sur les figures 1 à 7, on a représenté le corps avant 5 de l'obus avec sa charge explosive 6, placée en avant du corps arrière 1 de l'obus. La réfé- rence 7 désigne la ceinture de l'obus. La tuyère 4 est placée dans la cloison 8 qui entoure la chambre 2 de combustion. Dans les différents obus représentés sur les figures 1 à 8, la réduction d'énergie motrice des gaz de combustion est obtenue dé diverses manières. Dans le mode de réalisation de la-figure 1, ce résultat est obtenu par circulation des gaz de combustion dans une chambre 9 relativement grande par rapport à la quantité des gaz, formée par des prolon- gements des parois latérales de l'obus.Dans le mode de réalisation de la figure 2, la vitesse du gaz est réduite par une chambre 9 ayant une paroi arrière 10 qui a elle-même un certain nombre d'orifices axiaux 11 de sortie, disposés parallèlement à l'axe de la tuyère 4. La figure 3 représente une autre disposition des orifices de sortie, repérés par la référence 12 dans ce cas. Les orifices 12 obligent les gaz de combustion 6 2492910 à changer de direction afin que leur énergie motrice ou cinétique puisse être dissipée. La figure 4 représente une variante ayant des orifices radiaux 13 de sortie placés près de la surface postérieure de l'obus. La figure 5 doit être considérée essentielle- ment comme une représentation du principe selon lequel les gaz de combustion perdent leur énergie cinétique par coopération avec un déflecteur ou un diviseur de flamme 14 placé juste derrière la surface postérieure de l'obus. Cette construction théorique donne un très bon mélange de l'air et est donc très efficace en thé- orie comme indiqué précédemment. Le déflecteur 14 est maintenu en place par des boulons 15. La figure 6 représente un mode-de réalisation qui convient mieux en pratique pour la mise en oeuvre du principe décrit en référence au diviseur de flamme de la figure 5. Dans ce cas, le déflecteur comprend une douille 16 ayant une plaque de base 17 et vissée dans un trou 10 formé à la partie postérieure de l'obus. La plaque 17 constitue un déflecteur destiné à réduire la. vitesse des gaz alors que les parois latérales 18 de la douille ont un certain nombre d'orifices 19 de sortie. La douille 16, avec-sa plaque 17 de base et les orifices 19 de sortie, réduit efficacement la vi- tesse du gaz et assure un bon mélange de l'atmosphère ambiante avec les gaz formés par la poudre. La division des flammes est alors efficace. La figure 8 représente un autre mode de réalisa- tion analogue à celui de la figure 6. Dans ce cas, les gaz de combustion peuvent s'écouler directement vers l'extérieur à partir de la tuyère 4, dans une douille renforcée 20 formant diviseur de flamme et réalisée de la même manière que la douille 16. Dans ce cas, les orifices de sortie portent la référence 21. L'avantage de cette disposition par rapport à celle de la figure 6 est que la chambre 9 est éliminée si 7 2492910 bien que le dispositif destiné à supprimer la résistance aérodynamique postérieure nécessite une moins grande longueur de projectile. La figure 7 représente un autre mode de réali- sation mettant en oeuvre le même principe, dans lequel les gaz de combustion sont obligés de changer deux fois de direction, d'abord par des orifices radiaux 22 formés à l'intérieur d'une chambre intermédiaire 23 puis hors de cette chambre vers une douille 24 analo- gue à celle de la figure 6, avant sortie par des orifices radiaux 25. La figure 9 montre comment l'invention peut être mise en oeuvre dans des objets volants (missiles) ayant leur propre moteur-fusée. Dans un missile 26 ayant un moteur-fusée 27 à poudre et au moins deux tuyères 28, une petite quantité de gaz de combustion à vitesse critique est retirée de la chambre de combus- tion du moteur-fusée 27 par un canal 29. Ces gaz de combustion sont transmis vers la partie postérieure du missile au niveau de laquelle, comme décrit en ré- férence aux figures 1 à 8, la plus grande partie de leur énergie cinétique est supprimée dans le dispositif diviseur de flamme, les gaz étant alors utilisés de manière connue pour l'élimination de la résistance aérodynamique postérieure. Cette variante peut être utilisée avantageusement dans des missiles dans lesquels le système de guidage ou d'autres systèmes de contact avec le sol ne permettent pas la disposition des tuyères de sortie du moteur-fusée à la partie postérieure du missile. REVENDICATIONS 1. Procédé d'élimination de la résistance aérodyna- mique postérieure d'un objet volant dans l'air, par transmission des gaz de combustion en quantité suffisante à partir d'une chambre de combustion réalisée dans l'objet afin que ces gaz soient dirigés vers une ou plusieurs sorties (11, 12, 13, 19, 21, 25) placées à la Partie postérieure de l'objet et par lesquelles des gaz de combustion sont conduits afin qu'ils soient évacués dans des conditions telles que la résistance aérodynamique postérieure de l'objet est éliminée en totalité ou en partie, ledit procédé étant caractérisé en ce que les gaz de combustion à vitesse critique sont évacués de la chambre de combustion (2) et dirigés vers des sorties (11, 12, 13, 19, 21, 25) formées à la surface postérieure de l'objet par des dispositifs qui éliminent la plus grande partie de l'énergie motrice ou cinétique des gaz avant qu'ils atteignent les sorties ou en même temps qu'ils les atteignent. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que la vitesse du courant de gaz de combustion est réduite par un dispositif obligeant les gaz à changer de direction avant qu'ils quittent la surface postérieure de l'objet ou au moment o ils la quittent. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que les gaz de combustion sont obligés de changer de direction dans des directions telles qu'ils se mélangent bien avec l'atmosphère environnante. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que le changement de direction des gaz est commandé par une cloison (10) placée direc- tement en travers du trajet des gaz de combustion quittant la chambre de combustion (2). 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les gaz de combustion sont obligés de changer de direction au moins. deux fois avant de pouvoir sortir de la surface postérieure de l'objet par les orifices (11, 12, 13, 19, 21, 25) prévus à cet effet. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les gaz de combustion nécessaires à l'élimination de la résistance aérodynamique postérieure sont évacués par un moteur-fusée (27) destiné à la propulsion de l'objet vers l'avant, par le côté des sorties ou tuyères (28) par lesquelles les gaz formés par la poudre quittent le moteur afin qu'ils propulsent l'objet en avant dans l'atmosphère. 7. Dispositif (1, 26) d'élimination de la résistance de base d'un objet volant par mise en oeuvre d'un procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce qu'il comporte une chambre de combustion (2, 27) associée à une charge propulsive (3), une tuyère de sortie (4) qui débouche de la chambre de combustion vers l'atmosphère environnante et qui est réalisée et adaptée à la charge propulsive de manière que les gaz sortants formés par la poudre forment un courant à vitesse critique dans la tuyère, et des dispositifs (9-16, 20, 24, 30) sont placés sur le trajet des gaz de combustion quittant la tuyère et éliminent la plus grande partie de l'énergie motrice ou cinétique des gaz formés par la poudre avant qu'ils puissent quitter l'objet volant par une sortie placée au niveau de la surface postérieure arrière de l'objet. 8. Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce que le dispositif qui réduit la vitesse des gaz à vitesse critique formés par la poudre et qui supprime la plus grande partie de leur énergie cinétique est un déflecteur (10, 14, 17, 20) placé directement en travers du trajet du courant des gaz. 9. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce que le déflecteur est entouré sur les côtés par une cloison (18) ayant des orifices de sortie disposés radialement. 10. Dispositif selon la revendication 9, caractérisé 2492910 en ce que le déflecteur (17, 20) et la cloison associée ont une section bien inférieure à celle de la surface postérieure de l'objet.