La présente invention est relative à un dispositif moto-propulseur à hélice, particulieiement pour aéronefs, mais également applicable à la propulsion des engins nautiques ou terrestres, cette invention intéressant les perfectionnements des installations motrices des avions de transport civil subsoniques actuels, dont la vitesse de croisière economique at wisne de 800 kmketdont le poids total est compris entre 50 et 350 tonnes. On sait qu'au cours des deux dernières decades, pour les aéronefs le turbo-propulseur à hélice conventionnelle, a cédé progressivement la place au réacteur. La réaction par double-flux mélangés a été pratiquement abandonnée au profit de la propulsion par flux sé parés Le flux chaud fournit la majeure partie de son énergie à la turbine entraînant un puissant compresseur ge- nérateur du flux froid propulsif à grand débit et faible vitesse d'éjection (150 à 250 m/s), la poussée résiduelle de la turbine contribuant par ailleurs, d'une façon bénefique, à entraîner l'avion. Il en résulte que la même partie de ltins- tallation motrice, constituant une turbine à gaz, pourrait, en principe être adoptée pour entraîner soit un ventilateur de propulsion comparable à une hélice carenée comportant moins six pales orientales, soit une hélice bipale à pas variable. Si on admet que la consommation spe-cifique rapportée à la puissance sur arbre, est, dans les deux cas, égale à 0,200 kg par CV-heure, et si on néglige la poussée résiduelle de la turbine, on calcule facilement la consommation spécifique C5 rapportée à la puissance utile restituée par le compresseur ou lthêlice d ltaérodyne sous forme de propulsion pure, par exe- ple à la vitesse de 800 km/;i. Dans le cas de la propulsion par hélice de rendement #h = 0,88 on trouve Cs = 0,225. Dans le cas de la propulsion par air compri mé assurée par un ventilateur de rendement 0,85 en laissant de côté les pertes par entrée d'air, par frottement le long des parois du compresseur, et par circulation interne, la consommation spécifique Cs ne saurait être inferieur à 0,290 kg par cheval-heure utile.Elleserait donc supérieure d'au moins 30 % par rapport au cas de l'hélice. Il y a lieu, dans les deux cas, d'ajouter la poussée dite résiduelle du fluide, partiellement détendu, sortant de la turbine. Ce calcul s'applique à une installation propulsive fournissant, dans les deux cas, au moins 20 tonnes de poussée. La supériorité de l'hélice est d'ailleurs confirmé par la pratique. L'étude systematique comparative d'exploitation d'avions pendant les deux dernières décades montre, qu'à égalité de poids total, un avion pourrait transporter 30 % de charge payante en plus, si on remplace le ventilateur par une hélice propulsive, tandis que la distance de convoyage à vide passerait de 9500 km à 12000 km. Néanmoins, une hélice adaptée à ces vitesses, présente un vrillage (torsion autour de l'axe longitudinal des pales) de l'ordre de 360 sur sa longueur comprise entre r = 0,2 et r = l, r étant le rapport du rayon au point considéré- au rayon de l'hélice, c'est-à-dire à la longueur de la pale. De ce fait l'hélice ainsi conçue se trouve mal adaptée aux faibles vitesses, au décollage et en montée, pour lesquelles son rendement s'abaisse à 65 %, malgré l'utilisation des hélices dites à pas variable.De plus, pour assurer au décollage et en montée un coefficient de sustentation suffisant sans augmenter dangereusement l'incidence des pales susceptibles- de provoquer un décrochage de la couche limite sur l'extrados des pales, on est obligé, dans le cas des hélices à pales étroites- ou faible plkni- tude, de porter la vitesse linéaire périphérique de l'hélice à 300 m/s., alors qu'elle est limitée à 200 m/s par les phenomènes de compressibilité à la vitesse de croisière de 800 km/h, cet emballement de la turbine et de l'hélice engendrant des bruits difficilement tolérables et étant préjudiciable au rendement de la turbine.Il en résulte néanmoins pour les avions à hélice une montée tres lente exigeant de grandes longueurs pour les pistes d'envol= Le dispositif moto-propulseur à hélice faisant l'objet de la présente invention permet de remédier à ces inconvénients en assurant aux hélices un bon rendement au décollage, en augmentant la vitesse de montée et ai assurant, à vitesse de croisière égale, une forte économie de carburant et partant une augmentation supplémentaire du rayon d'action par rapport aux avions à hélice conventionnelle,à plus forte raison par rapport aux avions à réaction. Ce dispositif est caractérisé par le fait que l'hélice comporte sur son bord de fuite des éléments de volets déflecteurs réglables, de préférence répartis sur toute la longueur de l'hélice. En règlant progressivement, en fonction du régime de vol, l'orientation des volets du bord de fuite de l'hé- lice, on réalise une correction du vrillage aérodynamique des pales, rapporté à la ligne de portance nulle, au profit du rendement de I'hélice.Par exemple le vrillage géométrique de la pale peut être réduit de 400 à 160, ce qui permet d'augmenter la poussée au point fixe et au décollage. L'augmentation du coefficient de sustentation permet de diminuer la vitesse de rotation des hélices au point fixe et d'éviter ainsi au decollage l'emballement nécessaire des hélices conventionnelles spécialement adaptées aux grandes vitesses. Il en résulte au décollage un double avantage-: on attendue les fortes incidences aérodynamiques des sections de profil voisines du moyeu, sources de décrochages aérodynamiques. Bien qu'il soit possible d'utiliser les divers dispositifs de contrôle de la sustentation connus, par exemple des volets de bord de fuite perfectionnes, cette solution se heurterait à des difficultés technologiques, nées des forces centrifuges s'exerçant sur les mécanismes de commande. Aussi, suivant une forme de réalisation préférée de l'invention le dispositif moto-propulseur comporte des hélices creuses "souf- flées" présentant sur leur bord- de fuite des fentes d'éjection munies de dispositifs de réglage de- la direction des jets, réalisant ainsi des "volets fluides", dispqsition connue en elle-même et qui a été déjà utilisée pour les voilures tournantes des héli- coptères dans des buts essentiellement différents. Le groupe moto-propulseur suivant l'invention pourra comporter un réacteur à simple flux ou à double flux mélangé ou sépare,de préférence à faible dilution,dont la totalité des gaz éjectés est utilisée pour alimenter l'hélice souffle, engendrant ainsi, exclusivement par réaction, le couple moteur nécessaire à l'entraînement en rotation de l'hélice et assurant en même temps l'adaptation de l'hélice à tous les régimes par réglage des volets fluides Le fait d'éjecter les gaz d'echappement du réacteur par des fentes étroites de bord de fuite de l'hélice assure à la fois un échappement plus silencieux et un accroissement de puissance et de poussée. Une solution avantageuse consiste également à utiliser des réacteurs à double flux. dilution moderée, de préférence dont le flux froid est utilisé pour le soufflage de l'hélice et'dont le flux chaud est utilisé pour entraîner un turbo-propulseur entraînant l'arbre de l'hélice de la manière conventionnelle par l'intermédiaire d'un réducteur. Grâce à ce dispositif on obtient non seulement un gain sur le rendement de l'hélice, mais, en outre, on obtient un supplément de puissance, fourni sous forme de couple et de poussée,par réaction des jets éjectés par l'hélice. Les gaz d'échappement de la turbine peuvent être soit mélangés au flux froid alimentant l'hélice soufflée, soit être utilisés pour alimenter éventuellement une deuxième hélice soufflée montée en bout d'arbre en aval de la turbine. Enfin, l'hélice creuse peut également comporter de préférence sur son extrados, en particulier au voisinage des pieds de pales, des fentes de soufflage destinées à empêcher le "décrochage" en cas de forte incidence au décollage par contrôle de la couche limite, notamment dans le cas des he- lices dites à pas variable. Suivant encore une autre réalisation possible le groupe moto-propulseur comporte une hélice creuse entrainée mécaniquement et présentant sur son bord d'attaque des ouvertures d'aspiration, l'hélice fonctionnant en compresseur centrifuge et refoulant l'air comprimé à travers les "volets fluides" réglables du bord de fuite. Un autre avantage de l'invention par rapport aux hélices conventionnelles consiste en ce que, dans celles-ci, on est obligé d'accroître la plénitude des pales (rapport de la surface de la pale à la surface du cercle balayé) pour limiter l'emballement de l'hélice aux faibles vitesses de vol, au détriment du rendement aux grandes vitesses. L'utilisation du soufflage permet de réduire la plénitude des hélices, par exemple de 0,16 à 0,09, ce qui apporte un-surcroit de rendement de l'hélice d'au soins 3 %. Un autre avantage dans le cas d'avions à -décol- lage court, utilisant le principe du souffle d'hélice sur les ailes (Breguet 941 ct Canadair CL-84) consiste ; pouvoir régler la répartition radiale de la vitesse induite en la renforçant près du moyeu de l'hélice. A titre d'exemple on a décrit ci-dessous et représenté au dessin annexé plusieurs formes de réalisation de l'invention. Les figures 1A à ID sont des épures représentant respectivement le vrillage d'une hélice normale, le mode de vrillage d'une hélice conforme à l'invention, le calage de l'hélice en régime de croisière et le calage de lthelice au décollage. Les figures 2 à 4 illustrent le dispositif connu en soi des "volets fluides" appliqué à l'hélice propulsive suivant l'invention representé en coupe transversale. Les figures 5 et 6 représentent en coupe transversale une forme de réalisation d'une hélice munie de volets fluides dans deux positions différentes de ces volets, tandis que la figure 7 en est une vue en coupe longitudinale. Les figures 8 et 9 représentent une autre forme de réalisation d'un volet fluide adapte à un profil dit supercritique, destiné aux hélices supersoniques de l'avenir. La figure 10 représente une forme de reali- sation de l'invention dans laquelle les gaz d'un réacteur à deux flux a faible dilution sont utilisés pour l'entraînement de l'hélice soufflée. La figure ll représente une forme de réalisation de l'invention dans laquelle l'hélice soufflée est entraînée mécaniquement en rotation par un turbo-propulseur dont le compresseur basse pression assure le soufflage de l'hélice. La figure 12 représente une hélice soufflée fonctionnant en compresseur centrifuge et entraînée mécaniquement par un moteur non représenté. Le principe de l'invention est illustré par les figures lA à- lD. On rappellera que l'angle d'incidence d'une pale d'hélice par rapport à son plan de rotation varie en fonction de la distance du point considéré de la pale à son axe de rotation, ce qui donne lieu au "vrillage", c' est-à-dire à une torsion de l'hélice autour de I'-axe longitudinale de la pale.En effet au fur et à mesure que le point considéré de la pale s'éloigne de l'axe de rotation, sa vitesse périphérique augmente de sorte que la direction de la vitesse résultante, compte tenu de la vitesse de translation de l'avion, varie le long de la pale de l'hélice. il en résulte que pour éviter le décrochage dc la couche limite sur l'extra-dos de la pale, l'angle d'incidence géométrique de celui-ci par rapport au plan de rotation de l'hélice doit diminuer depuis le pied jusqu'à l'extrémité de l'hélice, d'où une torsion de la pale qui est généralement de l'ordre de 36 à 400. D'autre part au moment du décollage et de la montée, la vitesse de translation de l'avion est d'abord nulle, puis faible, de sorte que la direction de la-vitesse résultante de chaque point d'une pale diffère peu de celle de sa vitesse périphérique qui est parallèle au plan de rotation il en résulte que pour éviter le déchrochage de la couche limite sur l'extra-dos de la pale, l'angle d'incidence doit être di minué ce qui a pour effet de diminuer aussi la portance et le rendement de l'hélice, ce que l'on cherche à compenser dans les avions à hélice en augmentant la vitesse de rotation de l'hélice au point fixe, sans toutefois que là vitesse pé- riphérique en bout de pale puisse dépasser la vitesse du son (300m/sec) à laquelle il se produit de fortes perturbations. En outre, on utilise pour les raisons exposées ci-dessus des hélices dites "à pas variable" dans lesquelles précisément on fait varier l'angle d'incidence géométrique des pales par rapport au plan de rotation de l'iiélice, cet angle étant rendu faible au décollage et pendant la montée et recevant une valeur plus importante lorsque la vitesse de croisière est atteinte. Il résulte de cette remarque qu'au point fixe une hélice conventionnelle, a fort vrillage nécessité par une bonne adaptation aux grandes vitesses, voit son rendement sustentateur dénommé "Figure of Merise' aux USA diminuer de 25 % par rapport au cas d'une hélice "hypothétique" à vrillage réglable, au détriment de l'accélération au décollage et par conséquent de la diminution désirable de la distance de roulement de l'avion avant décollage. En figure lA on a représenté les sections transversales successives des profils d'une hélice conventionnelle adaptée en vol rapide (800 km/h) et par conséquent fortement vrillée. En figure lB la même représentation géomé métrique concerne une hélice suivant l'invention, et par conséquent, peu vrillée. Dans les deux cas, les sections transversales successives de l'hélice, sont représentées en rabattement sur leplan de la figure pour des valeurs r = 0,2, r = 0,5, r = 0,7 et r = 1 du; rapport entre la distance de la section considérée à l'axe de rotation yy' de l'hélice et le rayon de la pale. (r = La référence d'intrados du profil pour la section définie par r = 0,7 est représentée suivant l'usage orientée dans le plan de rotation de l'hélice, dont la trace sur la figure est représentée par xx'. La figure lC représente la pale, faiblement vrillée suivant lB, orientée dans le cas du point fixe avec une faible inclinaison de la section à r = 0,7 par rapport au plan de rotation. La figure ID représente la pale faiblement vrillée suivant lB, orientée dans le cas du vol rapide-avec une forte inclinaison de la section r = 0,7 par rapport au plan de rotation. Dans la figure lA on considère un calage de l'hélice pour lequel le plan de l'intrados de la pale pris somme code de référence est perpendiculaire à l'axe de rotation de l'hélice pour la valeur r = 0,7, l'angle d'incidence de la pale par rapport à la direction de translation de l'avion e = 0, tandis que cet angle est égal à 1804 pour r = 0,2, à 702 pour r =0,5 et à -170 pour r = 1, soit un vrillage total de 420,6. Si conformément à l'invention, on dispose sur son bord de fuite des volets déflecteurs, tout se passe comme si l'angle d'incidence de la pale par rapport au plan de rotation se trouvait diminué aux faibles vitesses de translation, sans toutefois qu'il en résulte une diminution de la portance et du rendement de -I'hélice ce qui permet d'une part de diminuer le vrillage de la pale jusqu'à 160 environ, et d'autre part de réduire la vitesse de rotation au décollage en abaissant sa vitesse périphérique jusqu'à environ 200 m/sec comme en régime de croisière du fait de l'accroissement du coefficient de sustantation.Si, en outre, on utilise des "volets fluides" formés par des fentes ménagées sur le bord de fuite d'une hélice "soufflée", la Poussée de la nappe fluide éjectée s'ajoute à l'effort de traction fourni par l'hélice en permettant de réaliser des décollages plus courts. La figure lB représente l'épure d'une pale de hélice conforme à l'invention dans laquelle l'angle e formé par le plan d'intrados de hélice avec les plans perpendiculaires au plan de rotation sont de 7" pour r = 0,2, de 40 pour r = 0,5 et de - 90,5 pour r = 1, soit un vrillage total de 160,5.Cette diminution du vrillage est obtenue, dans le cas de volets déflecteurs fluides par les moyens schématiquement représentés en figure lC et lD pour une hélice à pas variable ayant un vrillage conforme à celui représenté en figure 1B : dans la figure 1C, l'hé- lice de la figure lB est calée en position de décollage, son angle d'incidence variant depuis 6 = 2305 pour r = 0,2 jusqu'à e = 70 pour r = 1.Le bord de fuite de la pale est équipé de volets fluides réglés de façon à produire un jet J qui fait, tout du long de la pale, un angle EJ = 300 avec le plan de l'intrados de la pale. -Du point de vue aérodynamique, cette disposition revient donc à diminuer l'angle d'incidence géométrique de -la pale en ses différents points sans entraîner les inconvénients rapportés cidessus et notamment en diminuant la valeur de l'incidence de la pale pour laquelle peut se produire le décrochage de la couche limite sur l'extrados de la pale.Par contre, pour une vitesse de croisière, de 11 ordre de 800 km/h, à l'aide du dispositif de variation du pas de l'hélice, celle-ci sera calée-de façon que l'incidence de la pale varie de e = 750 pour r = 0,2 jusqu'd e - 580,5 pour r = 1. Les volets fluides seront réglés de façon que le jet fasse un angle nul avec le plan d'intrados de la pale entre r = 0,7 et r = 1, tandis qu'il fera dans le cas considéré, un angle de 150 avec le plan de ltintrados entre r = 0,2 et r = 0,7.Le calcul montre qu'avec ces dispositions, le rendement de l'hélice pendant la montée passe de 0,64 pour l'hélice conventionnelle avec une vitesse périphérique de 320 m/sec. à 0,80 avec une vitesse périphérique de 200 m/sec, tandis qu'en régime de croisière, à la vitesse de 800 km/h, le rendement de l'hélice passe de 0,88 à 0,90 du fait de la possibilité expliquée plus haut et due au soufflage des volets fluides, de réduire la plénitude et d'orienter convenablemen-t la ligne de portance nulle des profils des sectipns de pale. On rappellera ci-dessous en se référant aux figures 2 à 4, le principe connu en soi des volets fluides. En figure 2 on a représenté en section transversale une pale d'hélice creuse 1 recevant au voisinage de son axe de rotation un courant d'air ou de gaz sous pression qui sort sous forme de jets par des fentes 2 menagées le long de son bord de fuite. Dans ces fentes sont montes des volets 3 articulés autour d'un axe 4 et munis d'une queue 5 sur laquelle agit par exemple une barre longitudinale mobile 6 (figure 4) portant des cames telles que 7 assurant un basculement plus ou moins grand du volet 3 autour de son axe 4. Dans la position représentée en figure 2, le volet 3 est relevé et le jet souffle par la fente 2 est dirigé parallèlement au plan de symétrie de la fente. Dans la figure 3, le volet 3 est au contraire basculé vers le bas, et le jet souffle par la fente 2 se trouve déflédi du fait qu'il reste attaché à l'extrados du volet 3 en raison de "l'effet Coanda".Comme expliqué plus haut, l'invention prévoit de disposer plusieurs fentes 2 et plusieurs volets de commande 3 le long du bord de fuite de la pal de façon à pouvoir régler individuellement la déflexion du jet en fonction de la distance du volet à l'axe de rotation de l'hélice. Par exemple comme représenté en figure lD, en régime de croisière, la déflexion du jet décroit au fur et à mesure qu'on s 'éloigne de l'axe de rotation de l'hélice, en devenant nulle, ou même, dans certaines conditions, négative vers 11 extrémité de la pale, ce qui revient à augmenter le vrillage rapporté à la ligne de portance nulle de la pale par des moyens aérodynamiques tout en conservant un faible vrillage géométrique dans le cas où cela est nécessaire pour améliorer l'adaptation de Hélice aux conditions de vol. Comme représenté en figures2 et 3 la pale 1 comporte également près de son bord d'attaque 8, une fente de faible largeur 9 débouchant sur l'extrados de la pale et assurant un jet d'un faible débit utilisé aux grands angles d'incidence pour empêcher le décrochage de la couche limite, cette fente s'étendant sur une longueur relativement faible préférablement seulement dans la région voisine de l'axe de rotation de la palé où son angle d'incidence est maximal. Cette fente réglable est obtenue par un moyen semblable a celui des fentes du bord de fuite, le bord d'attaque 8 étant articulé en 10 sur le corps de la pale et solidaire d'une queue Il commandée comme sur le bord de fuite par une barre longitudinale mobile 12 portant une rampe ou came 13 agissant sur la queue ll qu'un ressort-lame 14 maintient ap pliqué sur la came 13. Dans les figures 5 à 7 on a représenté une autre forme de réalisation de la commande d'un volet fluide. Dans cette réalisation un volet creux élastiquement déformable 15 est fixé de part et d'autre de la paroi 16 formant l'intrados de la pale. A I'intérieur du volet creux 15 et prenant appui sur la paroi 16, peut coulisser une barre de commande 17. Cette barre porte, pour caque volet, un équipage de trois galets 18, 18' et 19, librement tourillonnes sur cette barre.Les galets latéraux 18, 18' roulent sur la paroi 16, tandis que le galet central 19 prend appui sur la face intérieure du volet 15 sur laquelle sont prévues des cames ou rampes telles que 20, 20' (figure 7) lorsque la barre 17 est déplacée dans le sens de la flèche, les galets 19 viennent en contact avec les cames 20 et-provoquent la fermeture des fentes 2, les cames 20 pouvant avoir des formes différentes pour assurer des déflexions différentes des jets sortant des fentes successives réparties le long du bord de fuite de la pale. Les barres de commandes 6 et 13 (figures2 et 7) à mouvement rectiligne, peuvent êtreremplacées par des cames pivotantes, par des tubes élastiques gonflables, par des vérins ou tout autre moyen mécanique télécommandé. Les figures 8 et 9 représentent en coupe, le profil dénommé supercritique, d'une pale à volet fluide particulièrement utilisable aux très grandes vitesses allant jusqu'aux vitesses supersoniques en permettant de réduire la traînée. Ces profils, dérivés des profils Griffits, bénéficient d'une épaisseur relative convenable pour faire circuler l'air de soufflage sans craindre les effets de la compressibilité qui affecte ha bîtuellement les profils épais.Cette hélice à pales creuses qui présente un extrados 21 et un intrados 22 représentés légère- ment convexes mais pouvant être plats ou concaves et formant sur le bord de fuite une fente double 23, 24, comporte un volet déflécteur 25 de forme éffilée et à paroi légèrement concave, articulé sur un axe 26 monté dans la fente du bord de fuite. Un deuxième volet intérieur 27, servant de carenage de mise en vitesse de l'air en amont du col de la tuyère à fente, est monté sur l'axe 26 au moyen d'un tube 28, tandis que le volet déflecteur est monté sur le tube 28 au moyen d'un tube extérieur 29 qui présente une échancrure 30 laissant passage à une barrette 31 à l'aide de laquelle le volet intérieur 27 est fixé sur son tube 28.Aux grandes vitesses, les deux volets 25 et 27 sont placés, comme représenté en figure 8 dans le plan de symétrie de la pale en donnant lieu à deux jets représentés par les flèches J, J' qui suivent les faces de volets 25 en réduisant ainsi la vitesse relative de l'air et de la pale d'hélice, et donc la traînée des profils supercritiques. Aux faibles vitesses de décollage et de montée, les deux volets sont basculés, on sens inverse l'un de l'autre par rotation des tubes de commande 28, 29 : le volet intérieur 25 obture la fente inférieure 24, tandis que le jet sortant par la fente supérieure 23 suit la face supérieure du volet 25 en formant le "volet fluide" éfléchi-de la pale conforme à l'invention.Le tube extérieur 29 présente un méplat tel que la fente 23 voit son épaisseur croître lorsque le volet 25 (figure 83 s'abaisse,tandis que la fente 24 diminue. On va décrire maintenant quelques formes de réalisation préférées de groupes moto-propulseurs à hélice soufflée conforme à l'invention. La figure 10 représente un groupe à hélice thermopropulsée comprenant un réacteur 32- à double flux à la sortie duquel est monté, à l'aide d'un roulement 33, le moyeu creux 34 de l'hélice dont les pales creuses 35, 35', réalisées comme décrit ci-dessus et montées sur le moyeu à l'aide de roulements tels que 36, sont munies d'un dispositif de variation du pas à pignons 37, 38 actionné par des moyens connus ne faisant pas partie de l'invention. Sur l'arbre 37 du réacteur sont montés successivement un compresseur basse pression 38,un compresseur haute pression 39, une chambre de combustion 40 et une turbine 41 entraînant l'ensemble en rotation.Une partie du flux froid de compresseur basse pression est envoyée par le canal de section annulaire 42 dans le moyeu de l'hélice et de îà dans les pales creuses 35, 36 tandis que le flux chaud sortant de la turbine par le canal central 43 du carter du réacteur est canalisé dans le longeron central de la pale. Eventuellement et préférablement une partie du flux froid du réacteur peut être utilisée pour alimenter les ailes soufflées ou les dispositifs hypersustentateuTs de I'avion,et le carter du reacteur est muni à cet effet de tubulures 44, 441. Il est important de remarquer-la supériorité de ce mode de transmission de puissance par réaction comparative à chacun-des modes habituels consistant, soit en propulsion directe par jet dirigé suivant la vitesse V de l'avion, soit dans le cas des hélicoptères, par tuyères d'extrémité de pale tournant dans le plan de rotation dans lequel sont éjectés les gaz. Les pertes par énergie cinétique résiduelle sont, en effet fortement réduites dans le cas présent par rapport à ces deux cas puisque le jet agit sensiblement suivant la vitesse absolue de la tuyère à fente et parce que cette vitesse est plus élevée, que les vitesses de translation et de rotation, qui la composent. Dans cet exemple la rotation de l'hélice est produite uniquement par réaction des jets de gaz sortant des fentes ménagées sur les bords de fuite des pales et munies de volets fluides du type décrit ci-dessus. On donnera ci-dessous les résultats comparatifs obtenus avec le même réacteur à deux flux, d'une part dans le cas de la propulsion par réaction classique par les gaz éjectés du réacteur, et d'autre part, par l'intermédiaire d'une hélice thermo-propulsée conformément à l'invention. Un réacteur à double flux à rapport de dilution l.et rapport de pression 2,36 fournissant un debit de gaz-de 120 kg/sec developpe une puissance adiabatique de 27 500 chevaux. En utilisant ce réacteur en propulsion directe de la façon normale à bord d'un avion de 40 tonnes, on obtient au point fixe (vitesse nulle) une poussée de 6800 kg, à la vitesse de 190 km/h une poussée de 6500 kg et à 800 km/h une poussée de 4150 kg. En utilisant à bord d'un avion de 70 tonnes le gaz du réacteur pour alimenter une hélice soufflée d'avion de faible diamètre,de tordre de 5 mètres,avec.une charge au disque de 700 kg/m2, dans le dispositif décrit ci-dessus, et représenté figure 10, on obtient, au point fixe, une poussée de 16 tonnes, à 200 km/h une poussée de 11200 kg et à 800 km/h une poussée de 4480 kg. On voit que la valeur de la poussée au point fixe et en montée se trouve sensiblement doublée, ce qui permet d'obtenir une pente de montée supérieure après une longueur de roulement plus faible. On obtient la même augmentation de poussée si la comparaison est faite avec un réacteur à deux flux à plus grand rapport de dilution. La comparaison entre le cas de la propulsion directe par réacteur à grand rapport de dilution et la propulsion indirecte par hélice thermopropulsion par les gaz mélangés d'un réacteur à faible rapport de dilution montre que dans ce dernier cas la poussée au décollage est plus importante. Dans la figure Il on a représenté un groupe moto-propulseur à hélice à entraînement mixte, utilisant le même générateur de flux chaud que ins lecas de lafigure 10, cette hélice étant d'une part entraînée mécaniquement par un turbo-propulseur et recevant d'autre part un flux de gaz ou d'air sous pression alimentant les fentes de soufflage à volets fluides. Comme visible en figure 11 dont la partie supérieure représente le dispositif en coupe axiale, l'arbre 45 du turbo-propulseur porte, dans l'entrée d'air ,tournant avec les pales par rapport au carter 90 du réacteur, un compresseur moyenne pression 47, un compresseur haute pression 48, une chambre de combustion 49 et une turbine à gaz 50 entraînant directement les compresseurs montés sur l'arbre 45.D'autre part, un pignon 51 calé sur cet arbre attaque un réducteur 52-53 qui engrène avec une couronne dentée intérieurement 54 solidaire du moyeu de l'hélice à pales creuses dont lune, 55, a été représentée en coupe longitudinale. Les gaz détendus de la turbine à haute pression 50 alimente une turbine à basse pression 56 également calée sur l'arbre 45 et contribuant à lten- traînement de ce dernier.L'air comprimé sortant du compresseur moyenne pression 47 est envoyé d'une part, par le canal de section annulaire 57 au compresseur haute pression, et, d'autre part, par le passage latéral 58 dans la pale creuse 55 munie de fentes de soufflage à volets fluides realisés de l'une ou l'autre des manières décrites ci-dessus et représentées en figures 2 à 9 et qui ne sont pas représentées en figure. Cette pale creuse porte d'une part un vérin 59 commandant les déplacements longitudinaux de la barre assurant le réglage des volets fluides, et'd'autre part un moteur électrique 60 assurant la commande de variation du pas.Le vérin 59 et le moteur 60 sont alimentés par des câbles 62, 63 aboutissant à des balais 64, 65 en contact avec des bagues 66, 67 reliées par un câble 68 à un générateur de courant non représenté. La cavité annulaire 91 reçoit un remplissage isolant acoustique permettant d'attenuer les bords du mécanisme intérieur. Le rendement du groupe moto-propulseur cidessus peut être encore amélioré en utilisant les gaz d'échappement de la turbine à moyenne pression 56 pour alimenter une hélice creuse soufflée 69 munie dc fentes de soufflage 70, 71 à volets fluides sur les bords de fuite de sespales et dont le moyeu 69 est monté fou sur l'extrémité arrière 79 du carter du propulseur à l'aide de roulement 73, 73' > 73", la force de réaction produit par les fentes de soufflage de cette hélice contribuant à la poussée de l'ensemble et a l'entraînement en rotation de l'hélice. Cette deuxième hélice peut également recevoir une partie de l'air comprimé du compresseur moyenne pression par le canal extérieur de section annulaire 74. Cet air contribue au passage à refroidir les roulements 73' et 74'. Un des buts de cette petite hélice est de servir de silencieux d'échappement de turbine par tuyères à fente rotatives. L'entraînement des hélices par thermopropulsion ou par entraînerent mixte du genrc décrit ci-dessus, conduit aux applications suivantes. Dans le cas d'un avion existant doté de réacteurs à deux flux séparés, le remplacement des compresseurs basse pression par des hélices soufflées, ayant une charge au disque de 700 à 800 kg/m, permet de reduire de 3000 mètres à 2000 mètres la distance de franchissement d'un obstacle de 15 mètres au décollage, 2000 mètres représentant en général la distance de franchissement d'un obstacle de 15 metres à l'atter- rissage d'un avion normal. Dans le cas d'un avion à décollage court a ailes basculantes, doté d'hélices ayant une charge au disque de 400 à 500 kg/m, la poussée au point fixe peut atteindre 17300 kg par hélice dans le cas du dispositif de la figure 10 et 19 tonnes dans le cas du dispositif de la figure 11. Dans le cas d'un avion convenable à hélices basculantes avec les charges au disque de 400 à 500 kg/m2 la poussée au point fixe de chaque hélice peut atteindre 27800 kg dans le cas du dispositif de la figure 10 et 32700 kg dans le cas du dispositif de la figure 11, avec la possibilité d'effectuer la transition (passage de la montée verticale en configuration hélicoptère au palier en configuration avion), en atmosphère tropicale pour un appareil ayant un poids total de 40 tonnes dans le cas d'un bimoteur. Dans le cas d'un avion utilisant le souffle des hélices sur les ailes trois effets favorables sont utilisés : La possibilité de conserver contante la vi tesse de rotation des hélices. L'accroissement de poussée des hélices au décollage et en montée par rapport au cas des réacteurs à haut rapport de dilution. Le flux d' air consacré au soufflage externe des ailes est plus important qu'avec des hélices ordinaires et se trouve mieux réparti radialement par renforcement de la poussée des profils de pale voisines du moyeu, grâce à l'effet de renforcement de sustentation des profils et par suppression des décollements grâce au soufflage. Dans le cas d'un avion à décollage court, dont les ailes utilisent le soufflage, la source d'air comprimé prévue par les installations motrices des figures 10 et 11, permet sans inconvénient les prélevements nécessaires d'air comprime. Les fortes valeurs du coefficient de sustentation des ailes procurées au début de la montée par les ailes dites propulsives à volet fluide ou par les hypersustentateurs du type Augmentor-Wing, font naître une énorme trainée induite, nécessitant une poussée exceptionnellement élevée de l'installation motrice au décollage, laquelle ne peut être fournie que par des hélices suivant l'invention, si on veut obtenir avec sécurité le franchissement au décollage d'un obstacle de 15 mètres 9 100 mètres du point de départ de l'avion. Les installations motrices suivant les figures 10 et 11 mettant en oeuvre dè faibles debits de fluide moteur comparativement aux réacteurs à fort rapport de dilution : ( 120 kg/s au lieu de 610 kg/s). Leur encombrement en diamètre est de ce fait inférieur à la moitié de celui du compresseur basse pression, ce qui réduit la traînée aérodynamique de l'installation motrice. La traînée d'entrée d'air est 5 fois plus faible, ce qui n'oblige pas à soigner execptionneîlement le rendement de la buse d'admission d'air. Le bruit de l'échappement est réduit parce qu'il s'effectue par des minces fentes rotatives. La distance de franchissement à ltatterris sage d'un obstacle de- 15 mètres peut être fortement réduite du fait de l'important freinage que peut fournir Ithélice grâce au soufflage. La durée d'un trajet peut être réduite sans accroitre la vitesse de croisière du fait de la réduction de la durée du décollage et de la montée. Avec le dispositif de la figure 11 décrit ci-dessus, et appliqué à un avion bimoteur de 90 tonnes on peut obtenir au moyen de chacune des deux hélices, utilisant le même type de générateur de gaz qu'en figure 10, une poussée au point fixe de 18 tonnes avec une charge au disque de 700 kg/m ou 23 tonnes avec une charge de 500 kg/m avec, en vol de croisière, à 800 km/h, une poussée de 6200 kg, alors qutavec le même turbopropulseur entraînant des hélices conventionnelles on obtiendrait dans le mêmes conditions au point fixe 15 tonnes avec une charge au disque de 700 kg/m, 19 tonnes avec une charge de 500 kg/m2, et 5 tonnes en régime de croisière à 800 km/h. La figure 12 représente un autre exemple de réalisation de l'invention dans lequel une hélice entraînée mé- caniquement par un moteur approprié, fonctionne en compresseur centrifuge aspirant l'air par son bord d'attaque et refoulant l'air comprimé par des fentes à volets fluides prévues sur le bord de fuite, pouvant également occuper le bord d'attaque. La pale d'hélice 75 représentée en figure 12 et dont la couverture d'extrados a été enlevée présente sur son bord de fuite 76, au voisinage du pied de pale, deux ouvertures 77, 78 formant par exemple l'entrée de deux canaux 79, 80 séparés par une nervure 81, et le canal 79 étant lui même subdivisé en deux canaux 82, 83 par une nervure 84. Les trois canaux ainsi formés 80, 82, 83 aboutissent sur le bord de fuite 85 de la pale à trois fentes de soufflage munies de volets fluides non représentés et réalisés conformément à l'un ou 11 autre des modes de construction décrits plus haut. I1 peuvent, dans certaines applications, aboutir à des fentes de bord d'attaque lorsque les décrochages sont à craindre. REVENDICATIONS l.Espositif moto-prgllseurà hélice notamment pour aéronefs et engins nautiques fonctionnant en milieu fluide, gazeux ou liquide, libre ou en conduite, en particulier hélice de ventilateur, caractérisé par le fait que l'hélice comporte, de préférence répartis sur toute la longueur du bord de fuite, des volets déflecteurs réglables. 2. Dispositif moto-propulseur suivant la revendication 1, caractérise par le fait que l'hélice est creuse et présente sur son bord de fuite des fentes d'éjection ou "volets fluides" munis de dispositif de réglage de la direction du jet. 3. Dispositif moto-propulseur suivant la revendication 2, caractérisé par le fait que le dispositif de commande des volets fluides comporte des moyens pour assurer une forte déviation des jets sortant des fentes au décollage et pour diminuer cette déviation au fur et à mesure que la vitesse augmente. 4. Dispositif moto-propulseur, particulièrement pour avions a vitesse subsoniques suivant la revendication 2, caractérisé par le fait qu'il comporte un réacteur à simple flux ou double flux à faible ou moyenne dilution dont la totalité des gaz produits servent à alimenter l'hélice- soufflée et thermopropulsée. 5. Dispositif moto-propulseur pour avions suivant la revendication 2, caractérisé par le fait qu'il comporte un réacteur à double flux à faible dilution -dont le flux froid est utilisé pour alimenter l'hélice soufflée et dont le flux chaud alimente une turbine entraînant 11 arbre de l'hélice par l'intermédiaire d'un réducteur. 6. Dispositif moto-propulseur pour avions suivant la revendication 5, caractérisé par lofait que les gaz d'échappement de la turbine sont utilisés pour alimenter une deuxième hélice soufflée. 7. Dispositif moto-propulseur pour avions suivant l'une quelconque des revendications 2à 5, caractérisé par le fait que hélice creuse est à pas variable et qu'elle comporte des moyens d'adaptation de cette hélice au régime de dé collagc et au régime de croisière. 8. dispositif moto-propulseur suivant la re vendication2particulièrement pour avions, caractérisé par le fait que l'hélice comporte des fentes de soufflage sur l'extra- dos pres de son bord d'attaque, notamment dans sa partie voisine du pied des pales de l'hélice, et exceptionnellement en bout de pales pour contrôler la couche limite et empêcher le "décrochage" aux fortes incidences. 9. Dispositif moto-propulseur pour avions suivant la revendication 2, caractérisé par le fait que l'hélice comporte des prises d'air sur son bord d'attaque, au voisinage du moyeu et qu'elle fonctionne en compresseur centrifuge refoulant l'air comprimé par les fentes du bord de fuite. 10. Dispositif moto-propulseur suivant l'une quelconque des revendications 2 à 8, caractérisé par son application aux avions convertibles dotés d'ailes ou d'hélices basculantes.