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<P>A.PROPULSEUR A TURBINE A GAZ POUR MISSILE.</P><P>B.CARACTERISE EN CE QUE LE BOITIER DU GENERATEUR 4 EST ENTOURE D'UN ECHANGEUR THERMIQUE 8, SUBDIVISE EN DEUX ESPACES 10 ET 11 PARCOURUS PAR LE FLUIDE DE REFROIDISSEMENT, PAR UNE PAROI 9 S'ETENDANT COAXIALEMENT PAR RAPPORT A L'ARBRE DE ROTOR 1, L'UN DES ESPACES ETANT UN ESPACE PRIMAIRE INTERNE 10 PARCOURU PAR LE COMBUSTIBLE, TANDIS QUE L'AUTRE EST UN ESPACE SECONDAIRE EXTERNE 11 PARCOURU PAR L'AIR DU COMPRESSEUR, L'AIR REFROIDI DU COMPRESSEUR POUVANT ETRE AMENE, PAR UN DISPOSITIF DEFLECTEUR 15, AU ROTOR 6 DU GENERATEUR, ET EVENTUELLEMENT AU MOINS A UN PALIER 7 DE L'ARBRE DU ROTOR.</P><P>C.L'INVENTION CONCERNE LES PROPULSEURS A TURBINE A GAZ POUR MISSILES.</P>
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