Brevet FR3148259A1 — publié le 20241101

Un système de refroidissement (S) d’une turbomachine à gaz (3) comprenant : un premier circuit de refroidissement (CD1) configuré pour injecter dans la turbine à gaz (33) un premier flux d’air (D1) issu du compresseur (31), un deuxième circuit de refroidissement (CD2) configuré injecter dans la turbine à gaz (33) un deuxième flux d’air (D2) issu du compresseur (31), une boucle de circulation (CF) d’un fluide caloporteur (F), un premier échangeur de chaleur (61), configuré pour refroidir le premier flux d’air (D1) lors de la circulation du fluide caloporteur (F), un deuxième échangeur de chaleur (62), configuré pour refroidir le deuxième flux d’air (D2) lors de la circulation du fluide caloporteur (F), et un troisième échangeur de chaleur (63) configuré pour refroidir le fluide caloporteur (F) à partir de la circulation d’un flux de carburant (Q) cryogénique, le fluide caloporteur (F) circulant successivement dans le deuxième échangeur de chaleur (62), le premier échangeur de chaleur (61) et le troisième échangeur de chaleur (63). Figure de l’abrégé : Figure 2 Système et procédé de refroidissement d’une turbomachine d’aéronef La présente invention concerne le domaine des turbomachines d’aéronef et plus particulièrement le refroidissement d’une turbine à gaz d’une turbomachine d’aéronef. Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers Etats. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des conséquences environnementales modérées dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique des avions. Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son incidence climatique négative par l’emploi de méthodes et l’exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire l'empreinte environnementale de son activité. Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de moteurs d’aéronefs, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques. A cet effet, l'invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des aéronefs et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental des aéronefs. Pour cela, l’invention concerne le domaine des aéronefs comprenant une turbomachine alimentée par un carburant (plus généralement nommé combustible) stocké dans un réservoir cryogénique. De manière connue, en référence à la , un aéronef comprend un ensemble propulsif 1 pour permettre son déplacement. L’ensemble propulsif 1 s’étend longitudinalement suivant un axe X et est configuré pour participer à la propulsion de l’aéronef par accélération d’un flux d’air A qui circule d’amont en aval. Dans ce document, les termes « amont » et « aval » s’entendent en référence à l’axe longitudinal X qui s’étend d’amont en aval. Pour cela, l’ensemble propulsif 1 comprend une soufflante 2 configurée pour générer le flux d’air A pour alimenter une turbomachine à gaz 3 et permettre la propulsion de l’aéronef. Comme cela est connu, la turbomachine à gaz 3 comprend successivement suivant l’axe longitudinal X, au moins un compresseur 31, une chambre de combustion 32 et au moins une turbine à gaz 33. Le compresseur 31 est configuré pour recevoir le flux d’air A issu de la soufflante 2 et le comprimer de manière à alimenter la chambre de combustion 32. Un flux d’air d’échappement AE, issu de la combustion, dans la chambre de combustion 32, entre le carburant et le flux d’air comprimé, entraine la turbine à gaz 33 en rotation qui entraine le compresseur 31 avec la soufflante 2. En pratique, en sortie de la chambre de combustion 32, le flux d’air d’échappement AE possède une température très élevée, généralement de l’ordre de 1700°C (2000K). Une telle température impose de refroidir la turbine à gaz 33 qui reçoit le flux d’air d’échappement AE. Pour refroidir la turbine à gaz 33, il est connu de prévoir un circuit de refroidissement CD qui prélève une partie du flux d’air A comprimé, ci-après « flux d’air de refroidissement AR », dans le compresseur 31 et l’injecte dans la turbine à gaz 33. Le flux d’air de refroidissement AR, issu du compresseur 31, possède une température plus faible que celle du flux d’air d’échappement AE, ce qui assure un refroidissement efficace. En référence à la , pour refroidir plus efficacement la turbine à gaz 33, il est connu de prévoir un échangeur de chaleur 6 dans le circuit de refroidissement CD afin d’apporter des frigories au flux d’air de refroidissement AR. Il a été proposé de faire circuler dans l’échangeur de chaleur 6 un flux de carburant Q, en particulier de l’hydrogène, qui est stocké à une température de l’ordre de -253 à -251°C (20 à 22 Kelvins) dans un réservoir cryogénique R de l’aéronef. Le carburant Q représente alors une source froide importante pouvant apporter des frigories au flux d’air de refroidissement AR. En pratique, une telle architecture peut présenter des risques d’endommagement de la turbomachine à gaz 2 en cas de fuite dans l’échangeur de chaleur 6. Du carburant pourrait ainsi être conduit par le circuit de refroidissement à proximité de la turbine à gaz qui est une zone chaude de la turbomachine à gaz 2. L’invention vise ainsi à éliminer au moins certains de ces inconvénients en proposant un système de refroidissement d’une turbine à gaz simple et efficace tout en garantissant une sécurité optimale dans la turbomachine à gaz. PRESENTATION DE L’INVENTION L’invention concerne un système de refroidissement d’une turbomachine à gaz d’aéronef, la turbomachine à gaz étant configurée pour être alimentée par un carburant stocké dans au moins un réservoir cryogénique et comprenant successivement suivant un axe longitudinal au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine à gaz, un flux de carburant circulant dans un circuit de carburant monté entre le réservoir cryogénique et la chambre de combustion de la turbomachine à gaz, le système de refroidissement comprenant : un premier circuit de refroidissement configuré pour prélever dans le compresseur un premier flux d’air et pour l’injecter dans la turbine à gaz, un deuxième circuit de refroidissement configuré pour prélever dans le compresseur un deuxième flux d’air et pour l’injecter dans la turbine à gaz, au moins une boucle de circulation d’un fluide caloporteur, un premier échangeur de chaleur, monté dans le premier circuit de refroidissement et dans la boucle de circulation, configuré pour refroidir le premier flux d’air lors de la circulation du fluide caloporteur, un deuxième échangeur de chaleur, monté dans le deuxième circuit de refroidissement et dans la boucle de circulation, configuré pour refroidir le deuxième flux d’air lors de la circulation du fluide caloporteur, et un troisième échangeur de chaleur, monté dans la boucle de circulation, et configuré pour refroidir le fluide caloporteur à partir de la circulation du flux de carburant, la boucle de circulation étant configurée pour faire circuler le fluide caloporteur successivement dans le deuxième échangeur de chaleur le premier échangeur de chaleur et le troisième échangeur de chaleur. Le système de refroidissement selon l’invention permet avantageusement de refroidir efficacement et en toute sécurité la turbine à gaz à partir de flux d’air prélevés dans le compresseur. La boucle de fluide caloporteur permet de s’affranchir de tout risque de mélange entre l’air et le carburant, assurant ainsi un niveau de sécurité élevé. De plus, deux circuits de refroidissement permettent de s’assurer du refroidissement de la turbine à gaz même en cas de panne de l’un d’eux par exemple. Une modulation est également possible pour obtenir un compromis entre le rendement et le refroidissement désiré et optimal. L’air pour le refroidissement de la turbine à gaz est avantageusement refroidi de manière efficace, via la boucle de fluide caloporteur, grâce au carburant issu d’un réservoir cryogénique, qui représente une source de froid importante. Dans ce document, le terme « carburant » désigne un combustible destiné à être brûlé dans la chambre de combustion d’une turbomachine à gaz. Un montage en série permet de refroidir le premier flux d’air chaud issu du compresseur puis le deuxième flux d’air, tout en réchauffant le fluide caloporteur qui pourra ensuite avantageusement réchauffer le flux de carburant. En réchauffant le flux de carburant, le fluide caloporteur est refroidi de manière efficace pour repartir dans la boucle et revenir refroidir le flux d’air. Le refroidissement en cascade permet de réduire de manière rapide la différence de température. De plus, le flux de carburant étant réchauffé par le fluide caloporteur, cela permet de s’affranchir d’un système de conditionnement indépendant, permettant ainsi de limiter l’encombrement et le masse de l’aéronef et donc de limiter les émissions de gaz à effet de serre et l’impact sur l’environnement. De manière préférée, le compresseur de la turbomachine à gaz comprenant un étage basse pression et un étage haute pression, configurés pour comprimer le flux d’air entrant pour alimenter la chambre de combustion, le premier flux d’air est un flux d’air basse pression issu de l’étage basse pression et le deuxième flux d’air est un flux d’air haute pression issu de l’étage haute pression. Une telle forme de réalisation permet avantageusement de refroidir en premier le flux d’air issu du compresseur haute pression qui est surcomprimé et donc plus chaud, puis le flux d’air issu du compresseur basse pression moins chaud et dont les besoins en refroidissement sont moins importants. Dans une forme de réalisation, chaque circuit de refroidissement comprend un premier conduit de circulation et un deuxième conduit de circulation montés en parallèle respectivement dans le premier circuit de refroidissement et dans le deuxième circuit de refroidissement. Chaque circuit de refroidissement comprend ainsi une redondance des conduits de circulation, ce qui permet avantageusement de s’assurer de la circulation du premier flux d’air et du deuxième flux d’air dans les circuits de refroidissement, permettant de garantir un refroidissement efficace de la turbine, même en cas de défaut de l’un des conduits de circulation, et donc un niveau de sûreté important. Dans une forme de réalisation : le premier circuit de refroidissement comprend un premier organe de distribution commandable configuré pour réguler le débit du premier flux d’air entre le premier conduit de circulation et le deuxième conduit de circulation, le deuxième circuit de refroidissement comprend un deuxième organe de distribution commandable configuré pour réguler le débit du deuxième flux d’air entre le premier conduit de circulation et le deuxième conduit de circulation, et le système de refroidissement comprend un calculateur configuré pour autoriser une circulation du premier flux d’air uniquement dans l’un du premier conduit de circulation ou du deuxième conduit de circulation du premier circuit de refroidissement et une circulation du deuxième flux d’air uniquement dans l’un du premier conduit de circulation ou du deuxième conduit de circulation du deuxième circuit de refroidissement. Les deux flux d’air issus du compresseur ne sont ainsi pas autorisés à circuler simultanément dans les deux conduits de circulation d‘un même circuit de refroidissement, ce qui permet d’offrir une redondance des circuits de refroidissement, permettant ainsi de sécuriser le refroidissement de la turbine à gaz même en cas d’endommagement de l’un des conduits de circulation par exemple. La turbine à gaz peut également avantageusement être refroidie par un flux d’air issu du compresseur sans pénaliser la turbomachine à gaz en prélevant une fraction limitée du flux d’air comprimé. L’organe de distribution permet en effet avantageusement de réguler le débit dans chaque circuit de refroidissement. Grâce aux organes de distribution, il est également possible de permettre par exemple un fonctionnement en mode dégradé en cas d’endommagement de l’un des éléments des circuits de refroidissement tout en s’assurant que la turbine soit un minimum refroidie, de manière à garantir des niveaux de sécurité importants. Dans une forme de réalisation, le système de refroidissement comprenant au moins un premier organe de mesure du débit du premier flux d’air dans chaque conduit de circulation du premier circuit de refroidissement et un deuxième organe de mesure du débit du deuxième flux d’air dans chaque conduit de circulation du deuxième circuit de refroidissement, le calculateur est configuré pour interdire la circulation du premier flux d’air, respectivement du deuxième flux d’air, dans l’un des conduits de circulation lorsque le premier organe de mesure du débit, respectivement le deuxième organe de mesure du débit, mesure un débit inférieur à un seuil de débit prédéterminé dans ledit conduit de circulation. La sécurité dans le système de refroidissement est ainsi garantie en permettant la détection d’une fuite sans que la circulation d’un flux d’air refroidi soit affectée. La turbine à gaz peut continuer à être refroidie grâce au circuit de refroidissement qui ne présente pas de défaut. En effet, le calculateur est configuré pour, lorsque le premier organe de distribution interdit la circulation du premier flux d’air dans le premier conduit de circulation suite à la mesure d’un débit trop important par le premier organe de mesure, autoriser la circulation du premier flux d’air dans le deuxième conduit de circulation. Il en est de même dans le deuxième circuit de refroidissement. De manière alternative, le système de refroidissement comprend au moins un premier organe de mesure de la température du premier flux d’air dans chaque conduit de circulation du premier circuit de refroidissement et un deuxième organe de mesure de la température du deuxième flux d’air dans chaque conduit de circulation du deuxième circuit de refroidissement. Le calculateur est configuré pour interdire la circulation du premier flux d’air, respectivement du deuxième flux d’air, dans l’un des conduits de circulation lorsque le premier organe de mesure de la température, respectivement le deuxième organe de mesure de la température, mesure une température supérieure à un seuil de température prédéterminé. En effet, plus la pression augmente, plus la température augmente. Le calculateur commande avantageusement la fermeture du conduit de circulation du circuit de refroidissement dont la température est trop élevée, indiquant un défaut dudit conduit de circulation, ce qui permet au circuit de refroidissement de continuer à fonctionner en toute sécurité. Dans une forme de réalisation, la turbomachine à gaz comprenant un circuit d’huile configuré pour faire circuler un flux d’huile de lubrification via le compresseur de manière à le lubrifier et à le refroidir, le système de refroidissement comprend un quatrième échangeur de chaleur, monté dans la boucle de circulation du fluide caloporteur et dans le circuit d’huile, configuré pour refroidir le flux d’huile lors de la circulation du fluide caloporteur. L’unique boucle de circulation d’un fluide caloporteur peut ainsi avantageusement à la fois refroidir la turbine à gaz, réchauffer le flux de carburant en vue de son injection et refroidir l’huile de lubrification. Dans une forme de réalisation, la turbomachine à gaz étant configurée pour être alimentée par un premier flux carburant circulant dans un premier circuit de carburant et par un deuxième flux de carburant circulant dans un deuxième circuit de carburant stockés dans au moins un réservoir cryogénique, le système de refroidissement comprenant au moins une première boucle de circulation d’un premier fluide caloporteur et une deuxième boucle de circulation d’un deuxième fluide caloporteur, le premier échangeur de chaleur, le deuxième échangeur de chaleur et le troisième échangeur de chaleur étant montés dans la première boucle de circulation, le système de refroidissement comprend : un cinquième échangeur de chaleur monté dans la deuxième boucle de circulation et dans un circuit du flux d’échappement, configuré pour chauffer le deuxième fluide caloporteur lors de la circulation du flux d’échappement, et un sixième échangeur de chaleur monté dans la deuxième boucle de circulation et configuré pour chauffer le deuxième fluide caloporteur lors de la circulation du deuxième flux de carburant. L’utilisation de deux circuits de carburant distincts permet de n’utiliser qu’une fraction du carburant nécessaire dans la chambre de combustion pour refroidir les flux d’air via le fluide caloporteur. Il est également possible d’adapter le débit de circulation de chaque flux de carburant pour favoriser soit un refroidissement de la turbine à gaz soit un réchauffage du carburant. Dans une forme de réalisation, la turbomachine à gaz comprenant un circuit d’huile configuré pour faire circuler un flux d’huile de lubrification via le compresseur de manière à le lubrifier et à le refroidir, le flux d’huile est configuré pour participer au réchauffage d’au moins l’un des flux de carburant tout en étant refroidi par ledit carburant après son passage dans la chambre de combustion. L’invention concerne également un aéronef comprenant au moins : un réservoir cryogénique, une turbomachine à gaz comprenant au moins un compresseur, une chambre de combustion et une turbine à gaz, un circuit de carburant monté entre le réservoir cryogénique et la chambre de combustion de la turbomachine à gaz, un flux de carburant circulant dans le circuit de carburant, et au moins un système de refroidissement de la turbomachine à gaz tel que décrit précédemment. Enfin, l’invention porte sur un procédé de refroidissement d’une turbomachine à gaz d’aéronef, la turbomachine à gaz étant configuré pour être alimentée par un carburant stocké dans un réservoir cryogénique et comprenant successivement suivant un axe longitudinal un compresseur, une chambre de combustion et une turbine à gaz, un flux de carburant circulant dans un circuit de carburant monté entre le réservoir cryogénique et la chambre de combustion de la turbomachine à gaz, le procédé de refroidissement comprenant les étapes consistant à : Prélever un premier flux d’air et un deuxième flux d’air dans le compresseur de la turbomachine à gaz, Refroidir respectivement le deuxième flux d’air dans un deuxième échangeur de chaleur et/ou le premier flux d’air dans un premier échangeur de chaleur lors de la circulation du fluide caloporteur, le fluide caloporteur ayant été initialement refroidi dans un troisième échangeur de chaleur lors de la circulation du flux de carburant issu d’un réservoir cryogénique, et Injecter, dans la turbine à gaz au moins le premier flux d’air et/ou le deuxième flux PRESENTATION DES FIGURES L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d’exemple, et se référant aux figures suivantes, données à titre d’exemples non limitatifs, dans lesquelles des références identiques sont données à des objets semblables. La est une représentation schématique d’un système de refroidissement selon l’art antérieur. La est une représentation schématique d’un système de refroidissement selon une première forme de réalisation de l’invention. La est une représentation schématique d’un système de refroidissement selon une deuxième forme de réalisation de l’invention. La est une représentation schématique d’un système de refroidissement selon une troisième forme de réalisation de l’invention. La est une représentation schématique d’un système de refroidissement selon une quatrième forme de réalisation de l’invention. Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant. DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION En référence à la , il est représenté un ensemble propulsif 1 configuré pour permettre le déplacement d’un aéronef. L’ensemble propulsif 1 s’étend longitudinalement selon un axe X et est configuré pour participer à la propulsion de l’aéronef par accélération d’un flux d’air A circulant d’amont en aval. Les termes « amont » et « aval » se réfèrent à l’axe X qui s’étend depuis l’amont vers l’aval de l’ensemble propulsif 1, comme représenté sur la . L’ensemble propulsif 1 comprend une soufflante 2 configurée pour tourner autour de l’axe longitudinal X, de manière à générer un flux d’air A entrant pour alimenter une turbomachine à gaz 3 et générer de la poussée en fonction d’un taux de dilution. Pour cela, la turbomachine à gaz 3 comprend, successivement d’amont en aval, un compresseur 31, une chambre de combustion 32 et une turbine à gaz 33. Le compresseur 31 est configuré pour recevoir le flux d’air A entrant issu de la soufflante 2 et le comprimer, de manière à alimenter la chambre de combustion 32. Dans la chambre de combustion 32, la combustion entre le flux d’air A comprimé et un flux de carburant Q génère un flux d’air d’échappement AE qui entraine la turbine à gaz 33 en rotation entrainant ainsi le compresseur 31 et la soufflante 2. En particulier, dans cet exemple, en référence à la , le compresseur 31 comprend un étage basse pression 31B et un étage haute pression 31H. L’étage basse pression 31B et l’étage haute pression 31H permettent de comprimer progressivement le flux d’air A pour atteindre un rapport de pression prédéterminé et permettre l’introduction d’un flux d’air A suffisamment comprimé dans la chambre de combustion 32. Une telle turbomachine à gaz 3 est connue de l’homme du métier et son fonctionnement ne sera pas décrit plus en détail dans ce document. Selon un aspect de l’invention, la turbomachine à gaz 3 est configurée pour être alimentée par du carburant Q stocké dans un réservoir cryogénique R. En particulier, dans le réservoir cryogénique R, le carburant Q est stocké à une température de l’ordre de -253 à -251°C (20 à 22 Kelvins). A cette température, le flux de carburant Q est liquide. Dans cet exemple, le carburant Q est de l’hydrogène mais l’invention s’applique à d’autres types de carburant, par exemple, du méthane liquide ou du gaz naturel liquéfié. Comme représenté sur la , un circuit de carburant CQ relie le réservoir cryogénique R à la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3, de manière à l’alimenter avec un flux de carburant Q circulant dans le circuit de carburant CQ. Il est également représenté sur la , un système de refroidissement S de la turbomachine à gaz 3 selon une forme de réalisation de l’invention. En particulier, le système de refroidissement S est configuré pour refroidir la turbine à gaz 33 de la turbomachine à gaz 3 à partir d’un flux d’air prélevé dans le compresseur 31. Pour cela, le système de refroidissement S comprend un premier circuit de refroidissement CD1 et un deuxième circuit de refroidissement CD2. Le premier circuit de refroidissement CD1 est configuré pour prélever un premier flux d’air D1 dans le compresseur 31 et pour l’injecter dans la turbine à gaz 33. De manière analogue, le deuxième circuit de refroidissement CD2 est configuré pour prélever un deuxième flux d’air D2, distinct du premier flux d’air D1, dans le compresseur 31 et pour l’injecter dans la turbine à gaz 33. Dans cet exemple dans lequel le compresseur 31 comprend un étage basse pression 31B et un étage haute pression 31H, le premier flux d’air D1 est un flux d’air basse pression issu de l’étage basse pression 31B et le deuxième flux d’air D2 est un flux d’air haute pression issu de l’étage haute pression 31H, comme représenté sur la . Il est représenté un système de refroidissement S comprenant deux circuits de refroidissement CD1, CD2 montés entre le compresseur 31 et la turbine à gaz 33, cependant, il va de soi que le système de refroidissement S pourrait comprendre un nombre différent de circuits de refroidissement, en particulier un nombre supérieur à deux. Selon un aspect de l’invention, en référence aux figures 2 et 3, le système de refroidissement S comprend une boucle de circulation CF d’un fluide caloporteur F. De préférence, la boucle de circulation CF est une boucle fermée dans laquelle circule le fluide caloporteur F, par exemple de l’azote, stocké dans un réservoir de fluide caloporteur 4. L’utilisation d’un fluide caloporteur F permet de faire circuler un fluide intermédiaire entre le flux de carburant Q et les flux d’air D1, D2, comme cela sera décrit plus en détails par la suite, permettant avantageusement de s’affranchir de tout risque de contact entre le flux de carburant Q et les flux d’air D1, D2. Pour permettre la circulation du fluide caloporteur F, le système de refroidissement S comprend une pompe 5, de préférence à entrainement sans contact, par exemple une pompe à entrainement magnétique. De manière préférée, la pompe 5 est configurée pour faire circuler le fluide caloporteur F à une pression et un débit prédéfinis, permettant par exemple d’imposer une pression dans la boucle de circulation CF supérieure à la pression du flux de carburant Q dans le circuit de carburant CQ. A titre d’exemple, la pression dans la boucle de circulation CF est supérieure ou égale à 3,4x10 6 Pa (34 bar) et la température est supérieure ou égale à -147 °C (126 K), permettant la circulation de l’azote dans un état supercritique, ce qui permet un écoulement stable du fluide caloporteur F dans la boucle de circulation CF. Pour permettre un refroidissement du premier flux d’air D1 et du deuxième flux d’air D2 avant qu’ils soient introduits dans la turbine à gaz 33, comme représenté sur les figures 2 et 3, le système de refroidissement S comprend un premier échangeur de chaleur 61, un deuxième échangeur de chaleur 62 et un troisième échangeur de chaleur 63 montés dans la boucle de circulation CF du fluide caloporteur F. En particulier, le premier échangeur de chaleur 61 est monté à la fois dans le premier circuit de refroidissement CD1 et dans la boucle de circulation CF et est configuré pour refroidir le premier flux d’air D1 lors de la circulation du fluide caloporteur F. Autrement dit, le premier flux D1 est configuré pour être refroidi par des frigories transférées par le fluide caloporteur F préalablement refroidi. De manière analogue, le deuxième échangeur de chaleur 62 est monté à la fois dans le deuxième circuit de refroidissement CD2 et dans la boucle de circulation CF et est configuré pour refroidir le deuxième flux d’air D2 lors de la circulation du fluide caloporteur F. Le troisième échangeur de chaleur 63 est monté à la fois dans la boucle de circulation CF et dans le circuit de carburant CQ et est configuré pour refroidir le fluide caloporteur F à partir de la circulation du flux de carburant Q issu du réservoir cryogénique R. En effet, le flux de carburant Q représente une source froide importante qui permet de refroidir le fluide caloporteur F permettant à ce dernier de refroidir par la suite le premier flux d’air D1 et le deuxième flux d’air D2, comme cela sera décrit plus en détails par la suite. En parallèle, le flux de carburant Q peut avantageusement être réchauffé les flux d’air D1, D2 avant d’être injecté dans la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3. Selon un aspect de l’invention, la boucle de circulation CF est configurée pour faire circuler le fluide caloporteur F successivement dans le deuxième échangeur de chaleur 62, le premier échangeur de chaleur 61 et le troisième échangeur de chaleur 63. La boucle de circulation CF permet ainsi de refroidir successivement le deuxième flux d’air D2 et le premier flux d’air D1 issus du compresseur 31. Ainsi, dans l’exemple dans lequel le premier flux d’air D1 est issu de l’étage basse pression 31B du compresseur 31 et le deuxième flux d’air D2 est issu de l’étage haute pression 31H, le fluide caloporteur F est configuré pour refroidir en premier lieu le deuxième flux d’air D2 issu de l’étage haute pression 31H qui est plus chaud que le premier flux d’air D1 issu de l’étage basse pression 31B. En effet, plus la pression est élevée, plus le flux d’air possède une température élevée. Autrement dit, le deuxième flux d’air D2 plus chaud en sortie du compresseur 31 peut être refroidi de manière plus efficace par le fluide caloporteur F froid. De manière incidente, le premier flux d’air D1 moins chaud que le deuxième flux d’air D2 nécessite moins de frigories pour être refroidi et est donc refroidi par un fluide caloporteur F moins froid puisqu’il a déjà transféré des frigories au deuxième flux d’air D2. Dans une forme de réalisation représentée sur la , le premier circuit de refroidissement CD1 comprend un premier conduit de circulation CD11 et un deuxième conduit de circulation CD12 montés en parallèle dans le premier circuit de refroidissement CD1 entre le compresseur 31 et la turbine 33. De manière analogue, le deuxième circuit de refroidissement CD2 comprend un premier conduit de circulation CD21 et un deuxième conduit de circulation CD22 montés en parallèle dans le deuxième circuit de refroidissement CD2 entre le compresseur 31 et la turbine 33 (dans la forme de réalisation représentée sur la , chaque circuit de refroidissement CD1, CD2 comprend un unique conduit de circulation). Le premier flux d’air D1 est configuré pour circuler soit dans le premier conduit de circulation CD11, soit dans le deuxième conduit de circulation CD12 du premier circuit de refroidissement CD1. Le deuxième flux d’air D2 est configuré pour circuler à soit dans le premier conduit de circulation CD21, soit dans le deuxième conduit de circulation CD22 du deuxième circuit de refroidissement CD2. Autrement dit, chaque flux d’air D1 ne circule, de préférence, pas simultanément dans les deux conduits de circulation du circuit de refroidissement CD1, CD2. Pour cela, toujours en référence à la , le système de refroidissement S comprend, de préférence, un premier organe de distribution 71 commandable monté dans le premier circuit de refroidissement CD1 et un deuxième organe de distribution 72 commandable monté dans le deuxième circuit de refroidissement CD2. Le premier organe de distribution 71 est configuré pour réguler le débit du premier flux d’air D1 dans chacun des deux conduits de circulation CD11, CD12. De même, le deuxième organe de distribution 72 est configuré pour réguler le débit du deuxième flux d’air D2 dans chacun des deux conduits de circulation CD21, CD22. De manière préférée, chaque organe de distribution 71, 72 est monté respectivement directement en entrée du premier circuit de refroidissement CD1 et du deuxième circuit de refroidissement CD2, de manière à limiter la circulation du premier flux d’air D1, respectivement du deuxième flux d’air D2, dans l’un ou l’autre des conduits de circulation CD11, CD12, CD21, CD22 et donc dans chaque échangeur de chaleur 61, 62 lorsque cela est nécessaire. Dans cet exemple, chaque organe de distribution 71, 72 se présente sous la forme d’une vanne de régulation. Le premier organe de distribution 71 et le deuxième organe de distribution 72 sont de préférence commandables par un calculateur 9. De manière préférée, le calculateur 9 est configuré pour autoriser une circulation du premier flux d’air D1 uniquement dans l’un des deux conduits de circulation CD11, CD12 du premier circuit de refroidissement CD1 et une circulation du deuxième flux d’air D2 uniquement dans l’un des deux conduits de circulation CD21, CD22 du deuxième circuit de refroidissement CD2. Ainsi, un débit limité d’air est prélevé dans le compresseur 31 pour être utilisé dans le système de refroidissement S, ce qui permet de ne pas pénaliser les performances de la turbomachine à gaz 3. Le système de refroidissement S possède ainsi avantageusement une redondance des conduits de circulation dans chaque circuit de refroidissement CD1, CD2. Toujours en référence à la , afin de contrôler l’état de chaque circuit de refroidissement CD1, CD2, le système de refroidissement S comprend, de manière préférée, un premier organe de mesure 81 du débit du premier flux d’air D1 dans chaque conduit de circulation CD11, CD12, CD21, CD22 du premier circuit de refroidissement CD1 et un deuxième organe de mesure 82 du débit du deuxième flux d’air D2 dans chaque conduit de circulation CD11, CD12, CD21, CD22 du deuxième circuit de refroidissement CD2. Chaque organe de mesure 81, 82 se présente par exemple sous la forme d’un débitmètre. Dans cet exemple, le calculateur 9 est configuré pour commander le premier organe de distribution 71 et le deuxième organe de distribution 72, en fonction de la mesure du débit de chaque conduit de circulation par chaque organe de mesure 81, 82 du débit. A titre d’exemple, lorsque le débit dans l’un des conduits de circulation CD11, CD12, CD21, CD22 est inférieur à un débit attendu, signifiant par exemple la présence d’une fuite, le calculateur 9 est configuré pour stopper la circulation du flux d’air D1, D2 dans le conduit de circulation concerné, de manière à limiter tout risque d’endommagement de la turbomachine à gaz 3. Dans une forme de réalisation, le système de refroidissement S comprend un organe de mesure 81, 82 du débit en amont et en aval de chaque échangeur de chaleur 61, 62, permettant de détecter une fuite dans l’échangeur de chaleur 61, 62. Les termes « amont » et « aval » s’entendent ici suivant l’écoulement du fluide caloporteur F dans la boucle de circulation CF, dans lequel le fluide caloporteur F circule entre une sortie et une entrée du réservoir 4, via successivement le deuxième échangeur de chaleur 62, le premier échangeur de chaleur 61 et le troisième échangeur de chaleur 63. De manière analogue, dans un exemple de réalisation, le système de refroidissement S comprend un ou plusieurs organe(s) de mesure (non représentés) en amont et/ou en aval du troisième échangeur de chaleur 63, de manière à détecter par exemple une fuite dans le circuit de carburant CQ. Dans cette forme de réalisation, le système de refroidissement S comprend un organe de distribution 73, monté dans le circuit de carburant CQ, de préférence en sortie du réservoir cryogénique R, et configuré pour stopper la circulation du flux de carburant Q dans le circuit de carburant CQ. Dans une forme de réalisation alternative, le système de refroidissement S comprend un ou plusieurs organes de mesure de la température (non représentés). Le calculateur 9 est alors configuré pour détecter une élévation de la température dans chaque conduit de circulation CD11, CD12, CD21, CD22 de chaque circuit de refroidissement CD1, CD2, de manière à commander l’arrêt de la circulation du flux d’air D1, D2 dans l’un des conduit de circulation CD11, CD12, CD21, CD22 qui présenterait un défaut. Il va de soi que le système de refroidissement S pourrait tout aussi bien comprendre à la fois un ou plusieurs organe(s) de mesure 81, 82 du débit et un ou plusieurs organe(s) de mesure de la température sur chaque circuit de refroidissement CD1, CD2 permettant une double surveillance pour s’assurer de la détection d’un défaut et garantir ainsi la pérennité du système de refroidissement S et de la turbomachine à gaz 3. En référence à la , l’ensemble propulsif 1 comprend également un circuit d’huile CH configuré pour faire circuler un flux d’huile H de lubrification dans le compresseur 31 de manière à le lubrifier et à le refroidir. Le circuit d’huile CH comprend un réservoir de stockage 9 d’huile et est configuré pour permettre la circulation du flux d’huile H selon une boucle fermée. Un tel circuit d’huile CH est connu de l’homme du métier et son fonctionnement ne sera pas décrit plus en détails dans ce document. Dans un exemple de réalisation, toujours en référence à la , le système de refroidissement S comprend un quatrième échangeur de chaleur 64, monté dans la boucle de circulation CF du fluide caloporteur F et dans le circuit d’huile CH. Le quatrième échangeur de chaleur 64 est configuré pour refroidir le flux d’huile H lors de la circulation du fluide caloporteur F. Dans cette forme de réalisation, la boucle de circulation CF est configurée pour faire circuler le fluide caloporteur F successivement dans le quatrième échangeur de chaleur 64, le deuxième échangeur de chaleur 62, le premier échangeur de chaleur 61 et le troisième échangeur de chaleur 63. Ainsi, le flux d’huile H est refroidi de manière efficace par le fluide caloporteur F directement en sortie de la pompe 5. En référence à la , dans une forme de réalisation alternative, la turbomachine à gaz 3 est configurée pour être alimentée par deux flux de carburant Q1, Q2 distincts. En particulier, la turbomachine à gaz 3 est configurée pour être alimentée par un premier flux de carburant Q1 circulant dans un premier circuit de carburant CQ1 et par un deuxième flux de carburant Q2 circulant dans un deuxième circuit de carburant CQ2. Dans un exemple, le premier flux de carburant Q1 et le deuxième flux de carburant Q2 sont stockés dans un même réservoir cryogénique R. Le premier circuit de carburant CQ1 et le deuxième circuit de carburant CQ2 sont montés chacun entre le réservoir cryogénique R et la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3 pour l’alimenter respectivement avec le premier flux de carburant Q1 et/ou le deuxième flux de carburant Q2. De manière alternative, comme représenté sur la , le premier flux de carburant Q1 et le deuxième flux de carburant Q2 sont stockés dans deux réservoirs cryogéniques R1, R2 distincts montés dans l’aéronef. Chaque circuit de carburant CQ1, CQ2 est monté respectivement entre chaque réservoir cryogénique R1, R2 et la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3. De manière avantageuse, l’utilisation de deux circuits de carburant CQ1, CQ2, permet de n’utiliser qu’une fraction du carburant Q nécessaire à la turbomachine 3 pour assurer le refroidissement de la turbine à gaz 33. Le système de refroidissement S comprend alors dans cet exemple, une première boucle de circulation CF1 d’un premier fluide caloporteur F1 et une deuxième boucle de circulation CF2 d’un deuxième fluide caloporteur F2, le premier échangeur de chaleur 61, le deuxième échangeur de chaleur 62 et le troisième échangeur de chaleur 63 décrits précédemment étant montés dans la première boucle de circulation CF1. Autrement dit, le premier fluide caloporteur F1 est dans cet exemple refroidi par le premier flux de carburant Q1 circulant dans le premier circuit de carburant CQ1. Dans cette forme de réalisation, le système de refroidissement S comprend une première pompe 51 pour permettre la circulation du premier fluide caloporteur F1 (initialement stocké dans un premier réservoir cryogénique 41) dans la première boucle de circulation CF1 et une deuxième pompe 52 pour permettre la circulation du deuxième fluide caloporteur F2 (initialement stocké dans un deuxième réservoir cryogénique 42) dans la deuxième boucle de circulation CF2. Le système de refroidissement S comprend également un cinquième échangeur de chaleur 65 et un sixième échangeur de chaleur 66 montés dans la deuxième boucle de circulation CF2. Plus précisément, le cinquième échangeur de chaleur 65 est monté à la fois dans la deuxième boucle de circulation CF2 et dans un circuit du flux d’échappement AE de la turbine à gaz 33 et est configuré pour chauffer le deuxième fluide caloporteur F2 lors de la circulation du flux d’échappement AE. Le sixième échangeur de chaleur 66 est configuré pour chauffer le deuxième fluide caloporteur F2 lors de la circulation du deuxième flux de carburant Q2. Une telle forme de réalisation permet de refroidir les flux d’air D1, D2 issus du compresseur 31 au moyen du premier flux de carburant Q1 via la première boucle de circulation CF1 du premier fluide caloporteur F1, tout en réchauffant de manière efficace le deuxième flux de carburant Q2 grâce au flux d’échappement AE issu de la turbine à gaz 33 via la deuxième boucle de circulation CF2 du deuxième fluide caloporteur F2. L’utilisation de deux circuits de carburant CQ1, CQ2 d’architecture dissymétrique permet d’augmenter la robustesse pour, le cas échéant, adapter les débits de circulation pour favoriser un refroidissement de la turbine à gaz 33 ou un réchauffage du carburant Q. Il est représenté dans ce document une forme de réalisation alternative comprenant un circuit d’huile H et une autre forme de réalisation alternative comprenant deux circuits de carburant CQ1, CQ2 et deux boucles de circulation CF1, CF2 de deux fluides caloporteurs F1, F2, cependant, le système de refroidissement S pourrait alternativement comprendre à la fois deux boucles de circulation CF1, CF2 de deux fluides caloporteurs F1, F2 pour réchauffer deux flux de carburant Q1, Q2, un circuit d’huile CH et un quatrième échangeur de chaleur 64, monté à la fois sur le circuit d’huile CH et sur l’une des boucles de circulation CF1, CF2 de fluides caloporteurs F1, F2 pour refroidir le flux d’huile H lors de la circulation de l’un des fluides caloporteurs F1, F2. Le circuit d’huile CH pourrait également alternativement comprendre deux échangeurs de chaleur pour refroidir le flux d’huile H successivement au moyen des deux boucles de circulation CF1, CF2 de fluides caloporteurs F1, F2. Il va dorénavant être décrit un procédé de refroidissement de la turbomachine à gaz 3 en référence à la , selon un mode de mise en œuvre de l’invention. Un flux de carburant Q circule dans le circuit de carburant CQ entre le réservoir cryogénique R et la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3. La pompe 5 permet de faire circuler le fluide caloporteur F dans la boucle de circulation CF. Dans une étape préliminaire E0, le flux de carburant Q issu du réservoir cryogénique R traverse le troisième échangeur de chaleur 63 dans lequel il refroidit le fluide caloporteur F circulant dans la boucle de circulation CF. Le procédé comprend alors une première étape E1 de prélèvement du premier flux d’air D1 et du deuxième flux d’air D2 dans le compresseur 31 de la turbomachine à gaz 3, de manière à les faire circuler respectivement dans le premier circuit de refroidissement CD1 et dans le deuxième circuit de refroidissement CD2. Dans cet exemple, un organe de distribution 71, 72 étant monté sur chaque circuit de refroidissement CD1, CD2, le premier organe de distribution 71 autorise la circulation du premier flux d’air D1 dans un premier conduit de circulation CD11 du premier circuit de refroidissement CD1 et interdit la circulation du premier flux d’air D1 dans un deuxième conduit de circulation CD12 du premier circuit de refroidissement CD1. De même, le deuxième organe de distribution 72 autorise la circulation du deuxième flux d’air D2 dans un premier conduit de circulation CD21 du deuxième circuit de refroidissement CD2 et interdit la circulation du deuxième flux d’air D2 dans le deuxième conduit de circulation CD22 du deuxième circuit de refroidissement CD2. Dans une étape E2, le fluide caloporteur F, qui a été refroidi par le flux de carburant Q dans le troisième échangeur de chaleur 63, traverse le deuxième échangeur de chaleur 62 puis le premier échangeur de chaleur 61. Le premier flux d’air D1 qui circule dans le premier circuit de refroidissement CD1 est refroidi dans le premier échangeur de chaleur 61 par la circulation du fluide caloporteur F. En sortie du premier échangeur de chaleur 61, le premier flux d’air D1 circule dans le premier circuit de refroidissement CD1 et est injecté dans la turbine à gaz 33 pour la refroidir, dans une étape E3. Le fluide caloporteur F traverse ensuite à nouveau le troisième échangeur de chaleur 63, dans une étape E4, dans lequel il échange des calories avec le flux de carburant Q. En particulier, dans cette étape, le fluide caloporteur F est refroidi par du carburant Q cryogénique pour pouvoir ensuite retourner dans le réservoir 4 avant de refroidir le premier flux d’air D1 dans le premier échangeur de chaleur 61, pendant que le flux de carburant Q est réchauffé, de manière à pouvoir être injecté dans la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3. Dans un mode de mise en œuvre, dans lequel le système de refroidissement S comprend un organe de mesure 81 du débit monté sur le premier circuit de refroidissement CD1, le procédé comprend une étape E4 de mesure du débit du premier flux d’air D1 dans chaque conduit de circulation CD11, CD12 du premier circuit de refroidissement CD1 et de comparaison, par le calculateur 9, du débit mesuré avec à un seuil de débit prédéterminé. Lorsque le débit mesuré est supérieur au seuil de débit prédéterminé, par exemple en cas de fuite dans le premier conduit de circulation CD11, le calculateur 9 commande, dans une étape E5, le premier organe de distribution 71, de manière à interdire la circulation du premier flux d’air D1 dans le premier conduit de circulation CD11 du premier circuit de refroidissement CD1 et à autoriser la circulation du premier flux d’air D1 dans le deuxième conduit de circulation CD12 du premier circuit de refroidissement CD1. La circulation du premier flux d’air D1 est ainsi avantageusement assurée grâce à la redondance des conduits de circulation, ce qui permet de s’assurer d’un refroidissement efficace de la turbine à gaz 33. De manière analogue aux étapes E2 et E3, le fluide caloporteur F circulant dans la boucle de circulation CF traverse le deuxième échangeur de chaleur 62 dans lequel il transfère des frigories au deuxième flux d’air D2. En sortie du deuxième échangeur de chaleur 62, le deuxième flux d’air D2 circule dans le deuxième circuit de refroidissement CD2 et est injecté dans la turbine à gaz 33 pour la refroidir. Système de refroidissement (S) d’une turbomachine à gaz (3) d’aéronef, la turbomachine à gaz (3) étant configurée pour être alimentée par un carburant (Q) stocké dans au moins un réservoir cryogénique (R) et comprenant successivement suivant un axe longitudinal (X) au moins un compresseur (31), une chambre de combustion (32) et au moins une turbine à gaz (33), un flux de carburant (Q) circulant dans un circuit de carburant (CQ) monté entre le réservoir cryogénique (R) et la chambre de combustion (32) de la turbomachine à gaz (3), le système de refroidissement (S) comprenant : un premier circuit de refroidissement (CD1) configuré pour prélever dans le compresseur (31) un premier flux d’air (D1) et pour l’injecter dans la turbine à gaz (33), un deuxième circuit de refroidissement (CD2) configuré pour prélever dans le compresseur (31) un deuxième flux d’air (D2) et pour l’injecter dans la turbine à gaz (33), au moins une boucle de circulation (CF) d’un fluide caloporteur (F), un premier échangeur de chaleur (61), monté dans le premier circuit de refroidissement (CD1) et dans la boucle de circulation (CF), configuré pour refroidir le premier flux d’air (D1) lors de la circulation du fluide caloporteur (F), un deuxième échangeur de chaleur (62), monté dans le deuxième circuit de refroidissement (CD2) et dans la boucle de circulation (CF), configuré pour refroidir le deuxième flux d’air (D2) lors de la circulation du fluide caloporteur (F), et un troisième échangeur de chaleur (63), monté dans la boucle de circulation (CF), et configuré pour refroidir le fluide caloporteur (F) à partir de la circulation du flux de carburant (Q), la boucle de circulation (CF) étant configurée pour faire circuler le fluide caloporteur (F) successivement dans le deuxième échangeur de chaleur (62), le premier échangeur de chaleur (61) et le troisième échangeur de chaleur (63). Système de refroidissement (S) selon la revendication 1, dans lequel le compresseur (31) de la turbomachine à gaz (3) comprenant un étage basse pression (31B) et un étage haute pression (31H), configurés pour comprimer le flux d’air entrant (A) pour alimenter la chambre de combustion (32), le premier flux d’air (D1) est un flux d’air basse pression issu de l’étage basse pression (31B) et le deuxième flux d’air (D2) est un flux d’air haute pression issu de l’étage haute pression (31H). Système de refroidissement (S) selon l’une des revendications 1 à 2, dans lequel chaque circuit de refroidissement (CD1, CD2) comprend un premier conduit de circulation (CD11, CD21) et un deuxième conduit de circulation (CD12, CD22) montés en parallèle respectivement dans le premier circuit de refroidissement (CD1) et dans le deuxième circuit de refroidissement (CD2). Système de refroidissement (S) selon la revendication 3, dans lequel : le premier circuit de refroidissement (CD1) comprend un premier organe de distribution (71) commandable configuré pour réguler le débit du premier flux d’air (D1) entre le premier conduit de circulation (CD11) et le deuxième conduit de circulation (CD12), le deuxième circuit de refroidissement (CD2) comprend un deuxième organe de distribution (72) commandable configuré pour réguler le débit du deuxième flux d’air (D2) entre le premier conduit de circulation (CD21) et le deuxième conduit de circulation (CD22), et le système de refroidissement (S) comprend un calculateur (9) configuré pour autoriser une circulation du premier flux d’air (D1) uniquement dans l’un du premier conduit de circulation (CD11) ou du deuxième conduit de circulation (CD12) du premier circuit de refroidissement (CD1) et une circulation du deuxième flux d’air (D2) uniquement dans l’un du premier conduit de circulation (CD21) ou du deuxième conduit de circulation (CD22) du deuxième circuit de refroidissement (CD2). Système de refroidissement (S) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel, la turbomachine à gaz (3) comprenant un circuit d’huile (CH) configuré pour faire circuler un flux d’huile de lubrification (H) via le compresseur (31) de manière à le lubrifier, le système de refroidissement (S) comprend un quatrième échangeur de chaleur (64), monté dans la boucle de circulation (CF) du fluide caloporteur (F) et dans le circuit d’huile (CH), configuré pour refroidir le flux d’huile (H) lors de la circulation du fluide caloporteur (F). Système de refroidissement (S) selon l’une des revendications 1 à 5, la turbomachine à gaz (3) étant configurée pour être alimentée par un premier flux carburant (Q) circulant dans un premier circuit de carburant (CQ1) et par un deuxième flux de carburant (Q2) circulant dans un deuxième circuit de carburant (CQ2) stockés dans au moins un réservoir cryogénique (R), le système de refroidissement (S) comprenant au moins une première boucle de circulation (CF1) d’un premier fluide caloporteur (F1) et une deuxième boucle de circulation (CF2) d’un deuxième fluide caloporteur (F2), le premier échangeur de chaleur (61), le deuxième échangeur de chaleur (62) et le troisième échangeur de chaleur (63) étant montés dans la première boucle de circulation (CF1), le système de refroidissement (S) comprenant : un cinquième échangeur de chaleur (65) monté dans la deuxième boucle de circulation (CF2) et dans un circuit du flux d’échappement (AE), configuré pour chauffer le deuxième fluide caloporteur (F2) lors de la circulation du flux d’échappement (AE), et un sixième échangeur de chaleur (66) monté dans la deuxième boucle de circulation (CF2) et configuré pour chauffer le deuxième fluide caloporteur (F2) lors de la circulation du deuxième flux de carburant (Q2). Aéronef comprenant au moins : un réservoir cryogénique (R), une turbomachine à gaz (3) comprenant au moins un compresseur (31), une chambre de combustion (32) et une turbine à gaz (33), un circuit de carburant (CQ) monté entre le réservoir cryogénique (R) et la chambre de combustion (32) de la turbomachine à gaz (3), un flux de carburant (Q) circulant dans le circuit de carburant (CQ), et au moins un système de refroidissement (S) de la turbomachine à gaz (3) selon l’une des revendications 1 à 6. Procédé de refroidissement d’une turbomachine à gaz (3) d’aéronef, la turbomachine à gaz (3) étant configuré pour être alimentée par un carburant (Q) stocké dans un réservoir cryogénique (R) et comprenant successivement suivant un axe longitudinal (X) un compresseur (31), une chambre de combustion (32) et une turbine à gaz (33), un flux de carburant (Q) circulant dans un circuit de carburant (CQ) monté entre le réservoir cryogénique (R) et la chambre de combustion (32) de la turbomachine à gaz (3), le procédé de refroidissement comprenant les étapes consistant à : Prélever un premier flux d’air (D1) et un deuxième flux d’air (D2) dans le compresseur (31) de la turbomachine à gaz (3), Refroidir respectivement le deuxième flux d’air (D2) dans un deuxième échangeur de chaleur (62) et/ou le premier flux d’air (D1) dans un premier échangeur de chaleur (61) lors de la circulation du fluide caloporteur (F), le fluide caloporteur (F) ayant été initialement refroidi dans un troisième échangeur de chaleur (63) lors de la circulation du flux de carburant (Q) issu d’un réservoir cryogénique (R), et Injecter, dans la turbine à gaz (33) au moins le premier flux d’air (D1) et/ou le deuxième flux d’air (D2) refroidi.