L'invention concerne un dispositif de réflexion du choc de compression d'un engin volant se déplaçant à vitesse supersonique. On sait qu'un engin volant franchissant la vitesse du son (environ 330 m/sec) produit une détonation semblable à un coup de tonnerre. Pour expliquer ce phénomène, il faut rappeler d'abord que des fluctuations de pression dans l'air ont toujours tendance à se compenser et se propager La vitesse de propagation pour de faibles perturbations de pression est définie physiquement comme étant la vitesse du son .Aussi longtemps que la vitesse d'un engin volant est inférieur à la vitesse du son, la pression en avant de l'engin ne s'élève que progressivement, car la vitesse de propagation de la perturbation créée par l'engin est plus grande que la vitesse de vol de l'engin luimAeme. Toutefois, dès que l'engin atteint la vitesse du son, la perturbation de pression ne peut plus s'équilibrer comme auparavant car elle- -ne se propage elie-même qu'à la vitesse du son . A cette perturbation se superposent constamment de nouveaux chocs de pression et il se produit finalement un choc de compression ou une onde de choc, perçue comme une détonation Le choc de compression ou l'onde de choc accompagne l'engin volant pendant tout le vol supersonique sous la forme d'un cône (cône de Mach), dont l'angle d'ouverture diminue au fur et à mesure que la vitesse de vol de l'engin augmente . La valeur de la perturbation de pression est fonction notamment de la surface de la section de l'engin transversalement à la direction de son vol.Elle peut être très élevée et causer de graves dommages à son impact sur la surface terrestre pour autant que la propagation de la perturbation de pression ait lieu de façon incontrSlée . Par contre, si des mesures appropriées sont prises, un choc de pression supersonique peut Atre utilisé comme moyen pour résoudre certains problèmes qui exigent de grandes quantités d'énergie en un minimum de temps . Un domaine d'application très intéressant est l'ouverture de routes courtes pour la navigation maritime dans les zones polaires.Pour rendre navigables pendant une -plus longue période de 1 tannée les routes polaires jusqu'à présent insuffisamment utilisées, il faudrait briser les couches épaisses de glace recouvrant la surface de l'eau Un choc de pression supersonique normal ne possède cependant pas une intensité suffisante pour résoudre de tels problèmes de sorte que des dispositions particulières doivent être prises dans ce but sur un engin volant supersonique .Le problème servant de base à l'inven- tion est donc d'agencer un engin volant de telle façon que le choc de pression ou onde de choc supersonique qu'il produit rencontre sous une forme concentrée la surface terrestre dans des zones définies et étroitement limitées Ce problème est résolu par l'invention grâce au fait que, dans la zone des différences de pression maximaIes du cône de Mach produit par l'engin volant, un réflecteur collecteur est disposé à une certaine distance au-dessus de l'engin volant .I1 est en outre parfaitement possible de munir l'engin volant de corps perturbateurs additionnels, produisant à leur tour des c8- nes de pression de Mach et à une certaine distance au-dessus desquels sont assujettis des réflecteurs collecteurs Les corps perturbateurs additionnels avec leurs réflecteurs collecteurs disposés au-dessus d'eux peuvent être fixés au-dessous des surfaces portantes d'avions supersoniques et peuvent être constitués, le cas échéant, par des réservoirs auxiliaires suspendus sous les surfaces portantes .I1 est possible également de prévoir des réflecteurs collecteurs réglables pour faire varier leur distance focale . I1 faut y inclure aussi des surfaces réfléchissantes susceptibles de basculer latéralement de quelques degrés angulaires, de façon à faire converger les ondes de pression focalisées, par exemple de deux corps perturbateurs additionnels, des mesures pouvant être prises dans ce cas pour que le point d'intersection se trouve exactement à la surface du sol . Les réflecteurs collecteur s'étendent au-dessus de l'engin volant et des corps perturbateurs additionnels sur une largeur au moins égale au plus gros diamètre du corps correspondant et sur une longueur parallèlement à la direction du vol qui se trouve encore dans la zone de la différence de pression maximale du cane de Mach, quelle que soit la vitesse supersonique pouvant être atteinte . Les surfaces réfléchissantes sont réalisées de manière que les ondes de pression réfléchies passent à côté de l'engin volant et des corps perturbateurs additionnels, qui peuvent être munis le cas échéant dans cette zone d'un rétrécissement profilé ou en "taille de guêpe" .Les surfaces réfléchissantes et leurs éléments de retenue présentent avantageusement une forme aérodynamique . Pour influencer la réflexion, on peut exécuter les réflecteurs sous la forme de pièces creuses, ce qui permet de mettre à profit pour influencer la réflexion la possibilité de pressions variables à ltintérieur d'une telle pièce creuse .En cas de besoin, un réflecteur colleeteur peut etre équipé d'une surface réfléchissante susceptible d'être chauffée pour influencer les chocs de pression qu'elle reçoit .Avec un engin volant ageneé conformément à l'invention, en particulier muni audessous de ses surfaces portantes de deux corps perturbateurs additionnels par exemple, il est possible de concentrer des chocs de pression supersonique focalisés sur des points ou des lignes exactement définis de la surface terrestre, pour rendre navigables au moyen de l'énergie ainsi fecelisée , par exemple des routes maritimes prises par les glaces, notamment des routes polaires courtes . Les chenaux de navigation préparés de cette mani ère ne sont pas totalement débarrassés de la glace, mais des emplacements de rupture ou au moins des amorces de ruptures sont créées dans la glace et peuvent être disloquées sans peine par un cargo spécialement équipé pour la navigation dans des eaux polaires .La faculté d'orientation conférée aux réflecteurs collecteurs permet de diriger les chocs de pression ( ondes de choc)sur des zones approximativement ponctuelles de la surface terrestre, ce qui est nécessaire en particulier en haute montagne pour le déclenchement préventif d'avalanches . De la même manière il est possible également d'éteindre des incendies de forages de pétrole ce qui ne pouvait être effectué jusqu'àprésent qu'à grands frais et avec une perte de tempos importante .Uh domaine d'application particulier est la lutte contre les incendies de forêts et de steppes .Des incendies de forêts en pleine activité peuvent être circonscrits par des ondes de chocs très élevées et transformées sur les surfaces considérées en des foyers latents auxquels les équipes d'extinction peuvent accéder Des exemples de réalisation de l'invention sont décrits ciaprès en référence aux dessins annexés, sur lesquels la Fig.l représente en élévation de profil un corps perturbateur additionnel avec réflecteur collecteur , placé au-dessous de la surface portante d'un avion sutersonique ; la Fig.2 est une vue en plan du corps perturbateur additionnel suivant la Fig.l ; ; la Fig.3 représente le corps perturbateur additionnel en élévation de face la Fig.4 est une représentation graphique d'une traînée de pression pour des vols supersoniques sans réflecteur collecteur ,res- pectivement pour un avion de chasse ( au) et pour un corps perturbateur ayant un diamètre de 0,70 m. et une longueur de 7 La Fig.5 reproduit une trainée de pression pour des vols supersoniques avec'deux corps perturbateurs et reflecteurs collec teurs S p et Ap ayant dans ce graphique la m=Ame signification s que précédemment ;; la Fig.6 est un schéma de principe qui montre la réflexion d'une onde de pression partant d'un corps perturbateur sur un réflecteur collecteur se trouvant au-dessus de lui ; la Fig.7 reproduit sous la forme d'un graphique la relation entre la largeur B de la bande recevant l'onde de choc et la hauteur de vol h ; la Fig. est un graphique représentant une bande focalisée pour une hauteur de vol de 10 kin la Fig.g représente un réflecteur collecteur disposé sur un avion supersonique sans corps perturbateur additionnel ; la Fig.lO est une vue en plan de l'avion suivant la Fig.9; la Fig.ll représente l'avion suivant la Fig.9 en élévation de face ; la Fig.12 représente en élévation de profil un corps perturbateur additionnel installé sous une surface portante ;; la Fig.13 est une vue en élévation de face du corps perturbateur additionnel suivant la Fiv. 12 la Fig.l4 représente un avion équipé d'un certain nombre de corps perturbateurs additionnels du type conforme à la Fig.12. Au-dessousd'un avion supersonique non représenté est disposé un corps perturbateur 1 muni d'un réflecteur collecteur réglable 2. Dans la Fig.3, une position modifiée des surfaces réfléchissantes 2 est indiqué en 2a. Le dispositif de suspension est désigné par 3. I1 ressort de la Fig.4 que, pour une hauteur de vol h de 200 m par exemple et une vitesse égale à une fois et demi la vitesse du son, le choc de pression utile pour un engin volant de la grosseur d'un avion de chasse est de l'ordre de 150 kp/m2 (Mirage V). Une comparaison avec le tableau suivant la Fig.5 montre que, pour une même hauteur de vol et une vitesse d'une fois et demi celle du son, mais avec un réflecteur collecteur installé au-dessus dlun corps perturbateur additlonnel, le choc de pression total se produisant est d'environ 1800 kp/m . Les valeurs reproduites dans les Fig.4 et 5 sont basées sur la théorie d'une atmosphère homogène .Les valeurs effectives dépendent dans une grande mesure des paramètres notablement différenciés de l'atmosphère toujours hétérogène .Pour exposer le mode d'action du dispositif décrit il suffit toutefois d'utiliser des valeurs purement théoriques .Pour la détermination graphique de la pression de détonation volumétrique Pv intervenant principalement à des hauteurs inférieures à 10 km, on s'est basé sur la formule # Pv - kv ( Pa.Po ) (#a2 - 1) d . 1 (kp/m) # # lv h Dans cette formule, K- désigne le fauteur de forme volume v trique (0,5 à 1,0), Fa la pression atmosphérique à la hauteur de vol (kp/m2), PO la pression atmosphérique au sol (kp), Ma le nombre de Mach, d le diamètre caractéristique du volume de l'avion (m), lv la longueur totale de l'avion et h la hauteur de vol (m).Le diamètre caractéristique d du volume de l'avion est la définition d'une grandeur pour le calcul de la résistance d'un engin volant se déplaçant à vitesse supersonique dans une atmosphère au repos . Cette grandeur est le plus grand diamètre d'un fuseau équivalent à engin volant, dont la résistance à l'avancement est exactement proportionnelle à celle de l'engin volant. Cette formule a été extraite des théories de Lee. Dans la Fig. 6, la référence 2 désigne comme précédemment le réflecteur collecteur de forme légèrement ouverte et la référence 2a le même réflecteur avec une orientation qui imprime à la direction de réflexion une déviation de 150.La Fig.8 montre très clairement la très grande focalisation d'une bande recevant l'onde de choc qui possède normalement une largeur approximative B' de 55 km pour une hauteur de vol h de 10 km, largeur qui est ramenée à B = 5 km environ grâce au dispositif décrit ci-dessus . Dans les Fig.9 à 11, le fuselage de l'avion sert lui-même de corps perturbateur 11, au-dessous duquel est assuJetti le réflecteur collecteur 12 . Les lignes interrompues de la Fig.9 indiquent schématiquement la direction et la réflexion de l-'onde de pression qui se propage . Les Fig.12 à 14 montrent qu'un réflecteur collecteur peut être remplacé par une paroi incurvée 23 de forme appropriée, pratiquée dans la surface portante 24 au-dessus d'un corps perturbateur additionnel 21. La paroi incurvée réfléchissante 23 est étudiée, de même que -les réflecteurs colleeteurs-disposés séparément,de manière à assurer une réflexion efficace pour des valeurs de Mach différentes REVENDICATIONS l-Dispositif de réflexion de ltonde de choc supersonique d'un engin volant se déplaçant à vitesse supersonique, caractérisé en ce que, dans la zone des différences de pression maximales du clone de Mach produit par l'engin volant (1), un réflecteur collecteur (2) orienté en direction de la surface terrestre est disposé à une certaine distance au-dessus de l'engin volant (1). 2-Dispositif suivant la revendication 1, caractérisé en ce que l'engin volant est muni de corps perturbateurs additionnels (1) à une certaine distance au-dessus desquels sont assujettis des ré -flecteurs collecteurs (2). D-Dispositif suivant la revendication 2, caractérisé en ce que les corps perturbateurs additionnels sont constitués par des réservoirs auxiliaires installés sous les surfaces portantes d'avions. 4- Dispositif suivant l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que les réflecteurs collecteurs sont réglables pour faire varier leur distance focale 5-Dispositif suivant l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les réflecteurs collecteurs (2) ont une forme circulaire et sont orientables autour des axes médians des corps perturbateurs additionnels 6-Dispositif slivant l'une quelconque des revendications 1 à 5, earactérisé en ce que l'engin volant ou les corps perturbateurs additionnels (2) présentent un rétrécissement profilé dans la zone des ondes de pression réfléchies