飛行装置、特に対戦車ミサイルを推進するように意図される推進システムであって、前記推進システム1はブースタ2と、少なくとも圧縮機、燃焼チャンバ、タービン、および噴射ノズル4を含むターボジェット3とを含み、前記ブースタ2は前記ターボジェット3の後部5に組み込まれており、前記ブースタ2は、その長手軸Lに沿って位置決めされることによってターボジェット3の筐体7に固定され、後部にノズル8が取り付けられ、少なくとも1つの装薬部9および前記装薬部9を起動する手段が設けられた、チャンバ6を含み、前記推進システム1はさらに、ブースタ2に接続され、燃焼チャンバを点火するように意図された、少なくとも1つの第一ガス抽気管10と、やはりブースタ2に接続され、タービンを始動するように意図された、少なくとも1つの第二ガス抽気管11と、を含むことを特徴とする、システム。ブースタ2の前記チャンバ6が、ターボジェット3の長手軸Lの周りに均一に分布されたアーム13によってターボジェット3の後部筐体7に固定されていることを特徴とする、請求項1に記載のシステム。前記第一および第二ガス抽気管10、11が、少なくとも前記アーム13のいくつかを通過することを特徴とする、請求項2に記載のシステム。前記ブースタ2のチャンバ6が円筒形状であり、ターボジェット3の前記噴射ノズル4は、その周りに環状空間14を画定するように前記チャンバ6を包囲し、この空間はターボジェット3からのガスの噴射を目的としていることを特徴とする、請求項1から3のいずれか一項に記載のシステム。前記ブースタ2が前記噴射ノズル4を超えて後方に突起していることを特徴とする、請求項4に記載のシステム。ブースタ2の前記ノズル8が、その対称軸がターボジェット3の長手軸Lと一致するように配置され、前記ノズル8は後部に向かって広がり、少なくとも事前設定された距離だけ離れて、推進システム1の後部で、前記ノズル8を通じて噴射されたガスがターボジェット3の噴射ノズル4によって噴射されたガスに到達できるようにする、発散角αを有することを特徴とする、請求項4および5のいずれかに記載のシステム。ブースタ2の前記装薬部9が少なくとも1つの中央通路18を有することを特徴とする、請求項1から6のいずれかに記載のシステム。ブースタの前記装薬部9が少なくとも1つの周囲通路を有することを特徴とする、請求項1から6のいずれかに記載のシステム。ブースタ2の後部に配置された射出手段20をさらに含むことを特徴とする、請求項1から8のいずれか一項に記載のシステム。前記射出手段20が、ブースタ2のノズル8の外側で周囲および放射状に配置され、前記ノズル8の周囲の周りに均等に分布された、複数の個別ノズル22が設けられた補助ブースタ21を含むことを特徴とする、請求項9に記載のシステム。前記補助ブースタ21が、同心リング24を含む少なくとも1つの装薬部23を含むことを特徴とする、請求項10に記載のシステム。請求項1から11のいずれかに規定されたような推進システム1を含むことを特徴とする、飛行装置、具体的には対戦車ミサイル。本発明は、飛行装置を推進するように意図される推進システムに関し、これはハイブリッド型すなわち2種類の異なるスラスタを有するであり、上述の不都合に対する解決法を提供する。上記の目的のため、本発明によれば、ブースタおよびターボジェット少なくとも圧縮機、燃焼チャンバ、タービン、および噴射ノズルを含むを含むタイプの前記推進システムは、以下の点で際立っている:-前記ブースタは前記ターボジェットの後部に組み込まれており、前記ブースタは、ターボジェットの筐体に固定されてその長手軸に沿って位置決めされたチャンバを含み、これは後部にノズルが取り付けられており、少なくとも1つの装薬部および前記装薬部を起動する手段が設けられており、-前記推進システムはさらに、-ブースタに接続されており、燃焼チャンバに点火するように意図された、少なくとも1つの第一ガス抽気管と、-やはりブースタに接続されており、タービンを始動するように意図された、少なくとも1つの第二ガス抽気管と、を含む。このため、本発明により、重い機械部品を投棄することなく動作する装薬部が設けられたブースタがターボジェットのノズルに組み込まれ、つまり以下に規定される方法で固定的に実装される。したがって、この推進システムは、上述の不都合に対する解決法を提供し、軍事行動の戦術的場面で使用するための、対戦車ミサイルまたは軽量対艦ミサイル上での使用に、特に著しく適している。これは、本発明のおかげで、通常通りにブースタから生じる、深刻な危険を呈さない、非常に軽量な一般的に10グラム程度の重さのダイヤフラムを除いては機械部品が投棄されないため、推進システムの前記ブースタによって実行されるブースト段階の終わりに味方が危険に曝されないからである。加えて、ターボジェットの点火およびタービンの始動の機能を組み合わせられるようにする、ガス抽気管の配置が提供されるが、これらは通常、個別の機器一般的には火花点火プラグおよび火花開始剤カートリッジによって実行され、これらの機能を発生および実現しやすくする。さらに、ターボジェットの軸に沿ってブースタのチャンバを組み込むことによって、以下に規定されるように、本発明は、ブースタが中心ずれするオフセットまたは側方実装ブースタという、通常の解決法に内在するオフセットスラストの問題を限定することができるようにする。好適な一実施形態において、ブースタのチャンバは、ターボジェットの長手軸の周りに均一に分布されたアームによって、ターボジェットの後部筐体に固定される。この場合、好ましくは、前記第一および第二ガス抽気管は、少なくとも前記アームのうちのいくつかを通過し、これはとりわけこれを作りやすくし、サイズを減少させる。さらに、好適な一実施形態において、ブースタのチャンバは円筒形状であり、ターボジェットの噴射ノズルは、その周りに環状空間を画定するように前記チャンバを包囲し、この空間はターボジェットからのガスの噴射を目的としている。この好適な実施形態は、噴射ノズルの延長に関わる損失の限定、ならびにブースト段階の間のブースタの高温ガスに関わる後部胴体抗力および熱妨害の限定を、可能にする。この好適な実施形態において、有利なことに、前記ブースタは前記噴射ノズルを超えて後方に突起しており、これは具体的には、ブースト段階の後でターボジェットの動作を阻害するブースタによって噴射されるガスを回避できるようにする。この同じ理由のため、有利なことに、ブースタのノズルは、その対称軸がターボジェットの長手軸と一致するように配置され、前記ノズルは後部に向かって広がり、少なくとも事前設定された距離だけ離れて、推進システムの後部で、前記ノズルを通じて噴射されたガスがターボジェットの噴射ノズルによって噴射されたガスに到達できるようにする、発散角を有する。さらに有利なことに、ブースタの装薬部は、ブースタの前記ノズルへの燃焼ガスの循環のため、およびガス抽気に供給するための、少なくとも1つの中央または周囲通路を有する。以下に示されるように、本発明による推進システムは、通常通りに発射時に発射管から射出される対戦車ミサイルまたは軽量対艦ミサイル上で使用するのに、特によく適している。発射管からのこのような射出を実現するために、本発明による推進システムは有利なことに、ブースタの後部に配置された射出手段も含む。好適な一実施形態において、前記射出手段は、ブースタのノズルの外側で周囲および放射状に配置され、前記ノズルの周囲の周りに均等に分布された、複数の個別ノズルが設けられた補助ブースタを含む。加えて、燃焼を加速して迅速に高速に到達することが可能なように、前記補助ブースタは有利なことに、同心リングを有する装薬部を含み、その間には燃焼ガスの噴射を目的とする通路が形成される。したがって、上述のものなどのミサイルが発射されるとき、本発明による推進システムは、以下の3つの連続的な段階が実行され得るようにする:-ミサイルが発射管から射出される初期段階であって、前記射出手段によって実行される段階と、-ミサイルが射出された後の加速の段階であって、前記ブースタによって実行される段階と、-所定の速度に到達したときに、ターボジェットによって実行される巡航段階。本発明はまた、飛行装置、具体的には対戦車ミサイルまた軽量対艦ミサイルにも関する。本発明によれば、前記飛行装置は、ブースタとターボジェットとを組み合わせた、上述のもののようなハイブリッド型の推進システムを含む。添付の1枚の図面は、本発明がどのように実現されるかを理解しやすくする。本発明による、図示される推進システム1は、飛行装置図示せず、具体的には対戦車ミサイルまたは軽量対艦ミサイルの後部に位置し、この飛行装置を推進するように意図されている。この推進システム1は、ブースタ2およびターボジェット3を含む、ハイブリッド型である。ターボジェット3は、通常通りに、少なくとも圧縮機、燃焼チャンバ、タービン、および噴射ノズル4を含む。本発明によれば、前記ブースタ2は、ブースタ装置12の一部を形成するが、前記ターボジェット3の後部5に組み込まれている。より具体的には、前記ブースタ2は、ターボジェット3の筐体7に固定され、その長手軸Lに沿って位置決めされた、チャンバ6を含む。このチャンバ6は、後部に単一のノズル8を備えており、少なくとも1つの装薬部9、および前記装薬部9を起動するための通常手段図示せずが設けられている。このため、本発明により、重い機械部品を投棄することなく動作するブースタ2は、ターボジェット3の噴射ノズル4に組み込まれる。その結果、推進システム1は、軍事行動の戦術的場面で使用するための、対戦車ミサイルまた軽量対艦ミサイル上で使用するのに、特に著しく適している。これは、本発明のおかげで、その投棄が危険を呈さない、非常に軽量な一般的に10グラム程度の重さのダイヤフラムを除いては機械部品が投棄されないため、前記ブースタ2によって実行されるブースト段階の終わりに友軍が危険に曝されないからである。一般的に金属でできているこのダイヤフラムは、通常通りにブースタ2のガス噴射開口部を閉鎖し、装薬部9の点火に続いてチャンバ6内で一定圧力に到達したときに自動的に投棄される。加えて、ターボジェット3の軸Lに沿ってブースタ2のチャンバ6を組み込むことによって、中心ずれブースタオフセットまたは側方実装ブースタの通常の解決法に内在するオフセットスラストの問題が限定される。さらに、本発明による推進システム1はさらに以下を含む:-ブースタ2に接続されており、ターボジェット3の燃焼チャンバに点火するように意図された、少なくとも1つ、好ましくは2つのガス抽気管10。これらのガス抽気管10は、燃焼チャンバの火炎管内に向かって開口しており、内壁と同一平面になっている;および、-同様にブースタ2に接続されており、ターボジェット3のタービンを始動するように意図された、少なくとも1つ、好ましくは2つのガス抽気管11。これらのガス抽気管11は、筐体に接しており、タービン羽根車の羽根の先端で同一平面に開放している。これらのガス抽気管10および11は、ターボジェット3の点火およびタービンの始動の機能を組み合わせることを可能にし、これらの機能は通常、個別の機器一般的には火花点火プラグおよび火花開始剤カートリッジによって実行されてきた。この解決法は、これらの機能を発生および実現しやすくする。これはチャンバ6の加圧を利用する。抽気管は、上流燃焼チャンバおよびタービンと下流チャンバ6の内側との間の圧力差を利用して動作する。好適な一実施形態において、ブースタ2のチャンバ6はアーム13、好ましくは4つのアーム13によって、ターボジェット3の後部筐体7に固定されており、これらのアームはターボジェット3の長手軸Lの周りに均等に分布されている。この場合、好ましくは、前記ガス抽気管10および11は、少なくとも前記アーム13のうちのいくつかを通過し、これはとりわけ占有される空間の削減を可能にする。さらに、ブースタ2のチャンバ6は円筒形状であり、ターボジェット3の噴射ノズル4は、そのチャンバの周りに環状空間14を画定するように前記チャンバ6を包囲し、この空間はターボジェット3からのガスの噴射を目的としている。この配置は、噴射ノズル4の延長に関わる損失の限定、ならびにブースト段階の間のブースタ2の高温ガスに関わる後部胴体抗力および熱妨害の限定を、可能にする。加えて、図示されるように、上昇装置12の下流部分15は噴射ノズル4の下流部分16を超えて後方に突起しており、これは具体的には、ブースト段階の後でターボジェット3の動作を阻害するブースタ装置12によって噴射されるガスを回避できるようにする。加えて、ブースタ2のノズル8は、その対称軸がターボジェット3の長手軸Lと一致するように配置され、前記ノズル8は後部に向かって広がり、ブースタ2によって噴射されたガスがブースト段階の後にターボジェット3の動作を阻害しないように少なくとも所定距離だけ離れて、推進システム1の後部まで、前記ノズル8を通じて噴射されたガスがターボジェット3の噴射ノズル4によって噴射されたガスに到達できるようにする、発散角αを有する。さらに、ブースタ2の装薬部9は、ブースタ2の前記ノズル8への燃焼ガスの循環のため、およびガス抽気部10および11に供給するための、少なくとも1つの中央または周囲通路18を有する。以下に示されるように、本発明による推進システム1は、通常通りに発射時に発射管図示せずから射出される対戦車ミサイルまたは軽量対艦ミサイル上で使用するのに、特によく適している。発射管からのこのような射出を実行するために、本発明による推進システム1のブースタ装置12は、ブースタ2の後部に配置されてその発射管からのミサイルの射出を目的とする、射出手段20をさらに含む。これらの射出手段20には、少なくとも1つの装薬部23、および前記装薬部23に点火する通常手段図示せずが設けられている。好適な実施形態において、前記射出手段20は、ブースタ2の中央ノズル8の外側で周囲および放射状に配置され、前記ノズル8の周囲の周りに均等に分布された、複数の個別ノズル22が設けられた補助ブースタ21を含む。加えて、燃焼を加速して迅速に高速に到達できるようにするために、前記補助ブースタ20は同心リング24を含む装薬部23を含み、その間には燃焼ガスの噴射を目的とする通路25が形成されている。したがってブースタ装置12は2つの部分からなり、すなわち:-射出、および発射管を離れるための速度到達に特化された下流部分射出手段20と、-ブースト段階のための上流部分ブースタ2である。ブースタ2および射出手段20の装薬部9および23は、まったく同一の推進剤、たとえばブタレン82/4などを含む。しかしながら、これらの装薬部9および23のアーキテクチャは異なっている。好ましくは:-噴射を目的とする装薬部23は、短い燃焼時間に合わせられており、たとえば、打ち抜きによって得られた同心リング24を備える成形接合された装薬部を含む。加えて、射出手段20は、いくつかの個別ノズル22を有する後部末端を備える。後部末端の外部形状は、ターボジェット3および/またはミサイルに特有のサイズおよび空気力学の制約に適合するように、容易に調整可能である。そして、-ブーストを目的とする装薬部9は、長い燃焼時間に合わせられており、たとえば、前部にわたって燃焼し、前部末端に、より良くは後部末端に接合され、タービンを駆動してターボジェット3に点火するために単一の中央ノズル8およびガス抽気管10および11まで燃焼ガスを循環させるための中央通路18を有する、装薬部を含む。前部末端の外部形状は、ターボジェット3の後部胴体に特有の、サイズおよび内部空気力学に関する制約に、容易に合わせられることが可能である。したがって、上述のもののようなミサイルが発射されるとき、本発明による推進システム1は、以下の3つの連続的な段階が実行され得るようにする:-発射管からミサイルを射出する初期段階であって、前記射出手段20によって実行される初期段階と、-ミサイルが射出された後の、前記ブースタ2によって実行されるブースト段階と、-ミサイルが所定の速度に到達したときの、ターボジェット3によって実行される巡航段階。例示として、ミサイルに搭載された、前記内蔵型ブースタ装置12は、0.1から0.3秒の射出段階を伴って、5から10秒の間だけ動作してもよい。対戦車型の用途では、スラストバランスは以下の通りであってもよい:-射出:推進剤の質量0.2から0.5kg;IFt0.3から1kN.s;Fmean2000から10000N;-加速または上昇:推進剤の質量1.5から3kg;IFt3から6kN.s;Fmean500から1000N;-巡航:空荷時質量3から5kg;Fmean200から400N。