Brevet FR3158762A1 — publié le 20250801

Une turbomachine à gaz pour aéronef comprenant un système de chauffage (6) d’un fluide caloporteur (FC) configuré pour réchauffer un carburant (Q) issu du réservoir cryogénique, le système de chauffage (6) comprenant : une boucle fermée (61) de circulation du fluide caloporteur (FC) comportant une portion principale (61A) montée dans un carter extérieur (5) de la turbomachine, et un module de chauffage (63) monté dans la veine primaire (V1) et configuré pour réchauffer le fluide caloporteur (FC) à partir de calories transférées par le flux d’air d’échappement (AE), la boucle fermée (61) comprenant un canal de circulation aller (64) et un canal de circulation retour (65) s’étendant dans la veine secondaire (V2), le canal de circulation aller (64) et le canal de circulation retour (65) étant concentriques. Figure de l’abrégé : Figure 4 Turbomachine d’aéronef comprenant un système de chauffage d’un fluide caloporteur et procédé de chauffage associé La présente invention concerne le domaine des aéronefs comportant un fluide stocké dans un réservoir cryogénique, par exemple du carburant pour alimenter 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 comportant une ou plusieurs turbomachine(s) alimentée(s) par du carburant stocké dans un réservoir cryogénique. De manière connue, un aéronef comprend une ou plusieurs turbomachines pour permettre son déplacement à partir de l’accélération d’un flux d’air d’amont vers l’aval. Pour cela, en référence à la FIG. 1 , la turbomachine 1 comprend un organe propulsif 2, monté sur un arbre de propulsion 3, qui convertit le mouvement de rotation en un flux d’air qui permet la propulsion de l’aéronef. Pour entrainer la rotation de l’organe propulsif 2, la turbomachine 1 comprend successivement suivant un axe longitudinal X, un étage de compression 11, une chambre de combustion 12, un étage de turbine 13 et une tuyère d’échappement 14. L’étage de compression 11 est configuré pour recevoir un flux d’air entrant et le comprimer de manière à alimenter la chambre de combustion 12. La combustion, dans la chambre de combustion 12, entre un flux de carburant et le flux d’air comprimé génère un flux d’air d’échappement AE qui entraine l’étage de turbine 13 en rotation et circule dans la tuyère d’échappement 14 pour générer la poussée de l’aéronef. La rotation de l’étage de turbine 13 entraine alors la rotation de l’arbre de propulsion 3, qui entraine à son tour l’étage de compression 11 et l’organe propulsif 2. Dans le cas d’une turbomachine 1 à double flux, comme représenté sur la FIG. 1 , l’étage de compression 11, la chambre de combustion 12, l’étage de turbine 13 et la tuyère d’échappement 14 forment une veine primaire V1 de circulation d’un flux d’air primaire F1. La veine primaire V1 est délimitée extérieurement par un carter intermédiaire 4. La turbomachine 1 comprend également une veine secondaire V2 de circulation d’un flux d’air secondaire F2 accéléré par l’organe propulsif 2 et qui s’étend extérieurement au carter intermédiaire 4. La veine secondaire V2 est délimitée extérieurement par un carter extérieur 5, connu sous la désignation « nacelle » et qui forme une turbomachine 1 carénée. Dans l’exemple d’une turbomachine alimentée par du carburant issu d’un réservoir cryogénique, il est connu de stocker le carburant, en particulier de l’hydrogène, sous forme liquide pour limiter l’encombrement et la masse des réservoirs de l’aéronef. A titre d’exemple, le carburant est stocké à une température de l’ordre de -253 à -251°C (20 à 22 Kelvins) dans un réservoir cryogénique de l’aéronef. Afin de pouvoir être injecté dans la chambre de combustion 12 de la turbomachine 1, le carburant doit être conditionné, c’est-à-dire pressurisé et chauffé, afin de permettre une combustion optimale. Un conditionnement est par exemple nécessaire pour réduire le risque de givrage/solidification de la vapeur d’eau contenue dans l’air qui circule dans la turbomachine 1, en particulier, au niveau des injecteurs de carburant. Il est représenté sur les figures 1 et 2, un système de conditionnement SC qui comprend un circuit de carburant CQ relié en entrée à un réservoir cryogénique R et en sortie à la chambre de combustion 12 de la turbomachine 1. Un flux de carburant Q circule dans le circuit de carburant CQ et traverse successivement une pompe mécanique P et un échangeur de chaleur EC. La pompe mécanique P est configurée pour faire circuler le flux de carburant Q dans le circuit de carburant CQ. L’échangeur de chaleur EC est configuré pour apporter des calories au flux de carburant Q afin de le réchauffer pour qu’il puisse être injecté dans la turbomachine 1. En pratique, pour être réchauffé, le carburant Q prélève des calories sur des sources chaudes de l’aéronef, comme par exemple la chaleur générée par la turbomachine 1 dont les températures sont élevées. La chaleur issue de l’aéronef peut également être utilisée. En particulier, afin d’éviter le risque de contamination entre le carburant et un fluide oxydant, il est connu de réchauffer le flux de carburant Q dans l’échangeur de chaleur EC par l’intermédiaire d’un fluide caloporteur FC, qui lui-même prélève des calories sur les sources chaudes de l’aéronef. Pour cela, la turbomachine 1 comprend, de manière connue, un système de chauffage 100 du fluide caloporteur FC représenté plus en détail sur la FIG. 2 et qui comprend une boucle fermée 101 de circulation du fluide caloporteur FC. Dans cette boucle fermée 101, le fluide caloporteur FC est réchauffé dans un module de chauffage 102 par les sources chaudes de l’aéronef, avant de transférer ses calories au flux de carburant Q dans l’échangeur de chaleur EC. En particulier, il est connu de monter le module de chauffage 102 dans la veine primaire V1 de la turbomachine 1 au niveau de la tuyère d’échappement 14 de manière à chauffer le fluide caloporteur FC à partir des calories générées par le flux d’air d’échappement AE en sortie de l’étage de turbine 13. Cependant, pour faire circuler le fluide caloporteur FC dans la boucle de circulation 101, le système de chauffage 100 comprend une pompe mécanique 103 lourde et encombrante. Aussi, cette dernière est montée, de manière connue, dans le carter extérieur 5 de la turbomachine 1, afin d’éviter tout risque de perturbation du flux d’air primaire F1 qui pourrait affecter les performances de la turbomachine 1. Autrement dit, un tel système de chauffage 100 s’étend à la fois dans le carter extérieur 5 et dans la veine primaire V1 de la turbomachine 1 et nécessite de faire circuler le fluide caloporteur FC dans la veine secondaire V2. En pratique, le système de chauffage 100 comprend deux canalisations de circulation du fluide caloporteur FC montées dans la veine secondaire V2, pour permettre la circulation, d’une part, d’un fluide caloporteur froid FC depuis le carter extérieur 5 jusqu’à la veine primaire V1, dans une canalisation aller 105, et, d’autre part, d’un fluide caloporteur chaud FC depuis la veine primaire V1 jusqu’au carter extérieur 5, dans une canalisation retour 106. Cependant, le fluide caloporteur froid FC0, qui a été préalablement refroidi dans l’échangeur de chaleur EC par les frigories transférées par le flux de carburant Q, possède généralement en entrée de la canalisation aller 105 une température inférieure à -25°. Comme cela est connu, dans la veine secondaire V2, le flux d’air secondaire F2 est chargé de particules d’eau, qui, au contact de la canalisation aller 105 froide, peuvent se condenser et former du givre sur les parois extérieures de la canalisation. L’accumulation de givre peut augmenter la section de la canalisation aller 105, ce qui peut entrainer une surface de résistance importante qui peut perturber la circulation du flux d’air secondaire F2 et affecter les performances de la turbomachine 1. Pour limiter cet inconvénient, une solution immédiate serait d’isoler la canalisation aller 105. Cependant, pour isoler suffisamment la canalisation vis-à-vis des températures froides du fluide caloporteur FC, une quantité importante d’organes isolants seraient nécessaire. Cela entrainerait une augmentation importante de la section de la canalisation qui pourrait de manière analogue au givre perturber la circulation du flux d’air secondaire F2. L’invention vise ainsi à éliminer au moins certains de ces inconvénients en proposant un turbomachine à gaz comprenant un système de chauffage d’un fluide caloporteur fiable et efficace. L’invention vise en particulier un système de chauffage monté en partie dans la veine secondaire sans que la circulation du flux d’air secondaire ne soit affectée. PRESENTATION DE L’INVENTION L’invention concerne une turbomachine à gaz pour aéronef configurée pour être alimentée par un carburant issu d’un réservoir cryogénique, la turbomachine à gaz comprenant une veine primaire intérieure et une veine secondaire extérieure délimitées radialement par un carter intermédiaire, la veine secondaire étant délimitée extérieurement par un carter extérieur, la turbomachine à gaz comprenant au moins un étage de compression, une chambre de combustion, un étage de turbine et une tuyère d’échappement formant la veine primaire, un flux d’air d’échappement issu de la chambre de combustion circulant dans la tuyère d’échappement, la turbomachine à gaz comprenant un système de chauffage d’un fluide caloporteur configuré pour réchauffer le carburant issu du réservoir cryogénique de manière à permettre son injection dans la chambre de combustion, le système de chauffage comprenant : une boucle fermée de circulation du fluide caloporteur, la boucle fermée comportant au moins une portion principale montée dans le carter extérieur, une pompe mécanique configurée pour faire circuler le fluide caloporteur dans la boucle de circulation, un module de chauffage monté sur la boucle fermée dans la veine primaire, le module de chauffage étant configuré pour réchauffer le fluide caloporteur à partir de calories transférées par le flux d’air d’échappement, la boucle fermée comprenant un canal de circulation aller, configuré pour acheminer le fluide caloporteur depuis la portion principale de la boucle fermée jusqu’au module de chauffage, et un canal de circulation retour, configuré pour acheminer le fluide caloporteur depuis le module de chauffage jusqu’à la portion principale, le canal de circulation aller et le canal de circulation retour s’étendant dans la veine secondaire, le canal de circulation aller et le canal de circulation retour étant concentriques. Le système de chauffage comprenant un canal de circulation aller et un canal de circulation retour concentriques permet de réduire le nombre de canalisations dans la veine secondaire, ce qui limite l’encombrement à l’intérieur de la veine secondaire et limite ainsi les pertes de charge en limitant l’impact sur le flux d’air secondaire. Les performances de la turbomachine ne sont ainsi pas affectées, bien qu’elle comprenne un système de chauffage du fluide caloporteur qui s’étend en partie dans la veine secondaire. Le système de chauffage selon l’invention permet également de s’affranchir d’un canal de circulation trop froid en contact avec le flux secondaire qui circule dans la veine secondaire de la turbomachine, ce qui limite le risque de formation de givre et permet ainsi de limiter le risque d’augmenter la surface de résistance des canaux de circulation vis-à-vis du flux secondaire. Cela permet de limiter les perturbations du flux secondaire et donc d’améliorer les performances de la turbomachine. Un canal de circulation aller et un canal de circulation retour concentriques permettent avantageusement de préchauffer le fluide caloporteur froid provenant de la portion principale de la boucle fermée et qui n’a pas encore été réchauffé dans le module de chauffage au moyen du fluide caloporteur chaud qui a été réchauffé dans le module de chauffage. Un tel préchauffage permet de limiter le risque de formation de givre sur les parois des canaux de circulation quelle que soit la température du fluide caloporteur froid en entrée du canal de circulation aller. Cela permet également de limiter les performances du module de chauffage, qui peut ainsi présenter une masse et un encombrement réduits, puisque le fluide caloporteur possède en entrée de ce dernier une température plus importante. En parallèle, le fluide caloporteur chaud est avantageusement refroidi dans le canal de circulation retour par le fluide caloporteur froid, ce qui permet de chauffer le fluide caloporteur de manière plus importante dans le module de chauffage puisque celui-ci sera refroidi avant d’entrer dans le carter extérieur. Un chauffage plus important permet un débit plus faible du fluide caloporteur dans la boucle fermée, ce qui permet de monter une pompe mécanique dimensionnée de manière moins importante et qui est donc avantageusement moins lourde et moins encombrante. En outre, le système de chauffage selon l’invention permet de limiter l’ajout d’organe isolant autour des canaux de circulation, ce qui limite à la fois la surface de résistance vis-à-vis du flux secondaire et la masse de la turbomachine. Deux canaux de circulation concentriques permettent également de limiter le risque de fuite du fluide caloporteur dans la veine secondaire. En effet, en cas de fuite du canal de circulation intérieur, le fluide caloporteur est déversé dans le canal de circulation extérieur. L’étanchéité de la boucle fermée est ainsi améliorée. De manière préférée, le canal de circulation aller s’étend radialement intérieurement au canal de circulation retour périphérique, ce qui permet de s’assurer que le fluide caloporteur froid ne circule pas dans une canalisation en contact avec le flux secondaire qui circule dans la veine secondaire. Le canal dans lequel circule le fluide caloporteur froid est encerclé par le canal dans lequel circule le fluide caloporteur chaud, ce qui permet de s’affranchir de tout risque de formation de givre sur les parois des canaux de circulation dans la veine secondaire. Une telle forme de réalisation permet de s’affranchir de tout risque d’augmenter la surface de résistance vis-à-vis du flux secondaire, ce qui permet de s’affranchir de tout risque de perturbation du flux secondaire et permet de garantir les performances de la turbomachine en s’assurant d’un rendement optimal. En outre, un canal de circulation aller radialement intérieur permet de s’affranchir de l’ajout d’organe isolant autour des canaux de circulation, ce qui limite à la fois la surface de résistance vis-à-vis du flux secondaire et la masse de la turbomachine. Une telle forme de réalisation permet ainsi d’assurer la pérennité des canalisations tout en limitant les opérations de maintenance, ce qui permet de réduire les coûts. De manière préférée, le fluide caloporteur est un gaz inerte, permettant de limiter tout risque de contact entre le flux de carburant et un fluide oxydant. Dans une forme de réalisation, le fluide caloporteur est choisi parmi : l’azote, l’hélium, le dioxyde de carbone, l’argon, le néon ou une huile synthétique. Dans une forme de réalisation, le fluide caloporteur possède en entrée du canal de circulation aller une température inférieure ou égale à -25°C. Le fluide caloporteur peut ainsi transférer une quantité importante de calories dans la portion principale, par exemple au flux de carburant, ce qui permet un chauffage efficace. Grâce aux canaux de circulation concentriques, même dans le cas d’une telle température, le système de chauffage ne présente pas de risque de formation de givre. De manière préférée, le système de chauffage comprend un échangeur de chaleur configuré pour transférer des calories prélevées dans le fluide caloporteur vers le flux de carburant, de manière à chauffer le flux de carburant jusqu’à au moins une température de vaporisation. Le fluide caloporteur qui a été réchauffé dans le module de chauffage par le flux d’air d’échappement peut avantageusement transférer des calories au flux de carburant dans l’échangeur de chaleur et le réchauffer de manière efficace. L’invention concerne également un aéronef comprenant au moins une turbomachine à gaz telle que décrite précédemment et un réservoir cryogénique dans lequel est stocké un carburant pour alimenter la turbomachine à gaz. Enfin, l’invention porte sur un procédé de chauffage d’un fluide caloporteur dans une turbomachine à gaz telle que décrite précédemment, le procédé comprenant les étapes consistant à : acheminer le fluide caloporteur dans le canal de circulation aller depuis la portion principale de la boucle fermée vers le module de chauffage, réchauffer le fluide caloporteur dans le module de chauffage à partir des calories transférées par le flux d’air d’échappement, et acheminer le fluide caloporteur dans le canal de circulation retour depuis le module de chauffage vers la portion principale de la boucle fermée. Dans un mode de mise en œuvre préféré, l’acheminement du fluide caloporteur réchauffé dans le module de chauffage est réalisé dans le canal de circulation retour qui s’étend extérieurement au canal de circulation aller. De préférence, le procédé comprend, postérieurement à l’acheminement du fluide caloporteur dans le canal de circulation retour, une étape de réchauffage dans un échangeur de chaleur du flux de carburant par le fluide caloporteur. 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 FIG. 1 est une représentation schématique d’une turbomachine à gaz comprenant un système de chauffage d’un fluide caloporteur selon l’art antérieur. La FIG. 2 est une vue rapprochée du système de chauffage de la FIG. 1 . La FIG. 3 est une représentation schématique d’une turbomachine à gaz comprenant un système de chauffage d’un fluide caloporteur selon une forme de réalisation de l’invention. La FIG. 4 est une vue rapprochée du système de chauffage de la FIG. 3 . La FIG. 5 est une vue selon un plan de coupe transversal des canaux de circulation du système de chauffage de la FIG. 4 dans la veine secondaire de la turbomachine. 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 De manière connue, un aéronef comprend une ou plusieurs turbomachines à gaz pour permettre son déplacement à partir de l’accélération d’un flux d’air d’amont vers l’aval. Une telle turbomachine 1 est représentée sur la FIG. 3 et s’étend, dans cet exemple, longitudinalement selon un axe X. Autrement dit, le flux d’air circule dans la turbomachine 1 d’amont en aval selon l’axe longitudinal X. Pour cela, la turbomachine 1 comprend un organe propulsif 2, monté sur un arbre de propulsion 3, qui convertit le mouvement de rotation en un flux d’air qui permet la propulsion de l’aéronef. En pratique, pour entrainer la rotation de l’organe propulsif 2, la turbomachine 1 comprend successivement, suivant l’axe longitudinal X, un étage de compression 11, une chambre de combustion 12, un étage de turbine 13 et une tuyère d’échappement 14. Il va de soi que la turbomachine 1 pourrait comprendre plusieurs arbres de propulsion 3. De même, il va de soi que la turbomachine 1 pourrait comprendre plusieurs étages de compression 11 ainsi que plusieurs étages de turbine 13. L’étage de compression 11 est configuré pour recevoir un flux d’air entrant et le comprimer de manière à alimenter la chambre de combustion 12. La combustion, dans la chambre de combustion 12, entre un flux de carburant Q et le flux d’air comprimé génère un flux d’air d’échappement AE qui entraine l’étage de turbine 13 en rotation. La rotation de l’étage de turbine 13 entraine alors la rotation de l’arbre de propulsion 3, qui entraine à son tour l’étage de compression 11 et l’organe propulsif 2. En aval de l’étage de turbine 13, le flux d’air d’échappement AE circule dans la tuyère d’échappement 14 et génère une partie de la poussée de l’aéronef. Toujours en référence à la FIG. 3 , la turbomachine 1 selon l’invention est une turbomachine à double flux, dans laquelle l’étage de compression 11, la chambre de combustion 12, l’étage de turbine 13 et la tuyère d’échappement 14 forment une veine primaire V1 de circulation d’un flux d’air primaire F1. La turbomachine 1 comprend également une veine secondaire V2 de circulation d’un flux d’air secondaire F2 accéléré par l’organe propulsif 2. La veine primaire V1 et la veine secondaire V2 sont annulaires et s’étendent radialement autour de l’arbre de propulsion 3. Un carter intermédiaire 4 est monté entre la veine primaire V1 et la veine secondaire V2. Aussi, le flux d’air généré par l’organe propulsif 2 est divisé en un flux d’air primaire F1, qui circule d’amont en aval dans la veine primaire V1 pour être brûlé dans la chambre de combustion 12, et un flux d’air secondaire F2 qui circule dans la veine secondaire V2. De même, un carter extérieur 5, également connu de l’homme du métier sous la désignation « nacelle », délimite extérieurement la veine secondaire V2 pour former une turbomachine 1 carénée. La turbomachine 1 est configurée pour être alimentée par un flux de carburant Q issu d’un réservoir cryogénique R. Dans cet exemple, le carburant Q dans le réservoir cryogénique R 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. En particulier, dans cet exemple, le carburant Q est de l’hydrogène liquide mais l’invention s’applique à d’autres types de carburant, par exemple, du méthane liquide ou du gaz naturel liquéfié. Pour pouvoir être introduit dans la chambre de combustion 12, le carburant Q, initialement stocké à des températures cryogéniques, doit être réchauffé. Pour cela, un système de conditionnement SC, également représenté sur la FIG. 3 , comprend un circuit de carburant CQ configuré pour relier le réservoir cryogénique R à la chambre de combustion 12 de la turbomachine 1. Le flux de carburant Q circule dans le circuit de carburant CQ au moyen d’une pompe mécanique P et traverse un échangeur de chaleur EC, dans lequel il échange des calories avec un fluide caloporteur FC. Dans cet exemple, l’échangeur de chaleur EC est configuré pour chauffer le flux de carburant Q jusqu’à une température de vaporisation. Il va de soi que le flux de carburant Q pourrait traverser plus d’un échangeur de chaleur EC pour réchauffer par exemple le flux de carburant Q de manière progressive. Afin que le fluide caloporteur FC transfère des calories au flux de carburant Q, la turbomachine 1 selon l’invention comporte un système de chauffage 6 dudit fluide caloporteur FC. Un système de chauffage 6 selon une forme de réalisation de l‘invention est représenté sur les figures 3 et 4. Le système de chauffage 6 comprend une boucle fermée 61 de circulation du fluide caloporteur FC. La boucle fermée 61 comporte une portion principale 61A montée dans le carter extérieur 5 de la turbomachine 1 et une portion auxiliaire 61B qui s’étend, dans la turbomachine 1, en dehors du carter extérieur 5. Autrement dit, la portion auxiliaire 61B s’étend, dans cet exemple, dans la veine secondaire V2, dans le carter intermédiaire 4 et dans la veine primaire V1. Par souci de clarté, la boucle fermée 61 est décrite uniquement dans la turbomachine 1, cependant, il va de soi que la boucle fermée 61 pourrait également s’étendre hors de la turbomachine 1, en particulier pour rejoindre le circuit de carburant CQ. De manière préférée, le fluide caloporteur FC est un gaz inerte, de manière à limiter tout risque de contamination entre le carburant Q et un fluide oxydant. De préférence encore, le fluide caloporteur FC est choisi parmi : l’azote, l’hélium, le dioxyde de carbone, l’argon, le néon ou une huile synthétique. Selon un aspect de l’invention, le système de chauffage 6 comprend un module de chauffage 63, représenté sur la FIG. 4 , monté sur la portion auxiliaire 61B de la boucle fermée 61 et configuré pour réchauffer le fluide caloporteur FC. En particulier, le module de chauffage 63 est monté dans la veine primaire V1 de la turbomachine 1, au niveau de la tuyère d’échappement 14, et est configuré pour réchauffer le fluide caloporteur FC à partir de calories transférées par le flux d’air d’échappement AE. Le flux d’air d’échappement AE possède, de préférence, en sortie de l’étage de turbine 13 une température comprise entre 300 et 600 °C, ce qui permet un chauffage efficace. Dans cet exemple, le module de chauffage 63 est un échangeur de chaleur tubulaire ou à plaques. Les surfaces d’échange de chaleur dans le module de chauffage 63 comportent, dans une forme de réalisation, des organes d’échange supplémentaires, tels que des ailettes ou des rainures par exemple, afin d’améliorer les performances aérothermiques globales du module de chauffage 63. Il va de soi que le module de chauffage 63 pourrait se présenter sous une forme différente, par exemple sous la forme d’un échangeur possédant une forme annulaire monté en partie dans la veine primaire V1 ou monté dans l’ensemble de la veine primaire V1, c’est-à-dire sur 360°. Dans une forme de réalisation préférée, le fluide caloporteur et le flux d’air d’échappement AE circulent selon des sens de circulation opposés, c’est à dire à contre-courant. De manière alternative, l’échange thermique entre le fluide caloporteur FC et le flux d’air d’échappement AE se fait à co-courant ou par croisement des fluides. Dans ce document, il est décrit un unique module de chauffage 63, cependant il va de soi que le système de chauffage 6 pourrait comprendre plusieurs modules de chauffage 63, montés dans la veine primaire V1 pour réchauffer progressivement le fluide caloporteur FC à partir de calories transférées par le flux d’air d’échappement AE. De même, le système de chauffage 6 pourrait également comprendre un ou plusieurs modules de chauffage 63 montés sur la portion principale 61A et/ou sur la portion auxiliaire 61B de la boucle fermée 61 pour réchauffer le fluide caloporteur FC à partir de calories transférées par d’autres sources chaudes de la turbomachine 1 ou de l’aéronef, comme par exemple l’huile de lubrification du moteur, l’air de la cabine, la chaleur issue de systèmes électriques ou électroniques, etc. Afin de permettre la circulation du fluide caloporteur FC dans la boucle fermée 61, le système de chauffage 6 comprend une pompe mécanique 62. De préférence, la pompe mécanique 62 est montée sur la portion principale 61A de la boucle fermée 61, c’est-à-dire dans le carter extérieur 5, de manière à limiter l’encombrement de la veine primaire V1 et de la veine secondaire V2 dans lesquelles l’écoulement du flux d’air primaire F1 et du flux d’air secondaire F2 pourrait être perturbé. Selon un aspect de l’invention, toujours en référence à la FIG. 4 , la boucle fermée 61 comprend un canal de circulation aller 64 et un canal de circulation retour 65 qui relient la portion principale 61A montée dans le carter extérieur 5 et le module de chauffage 63 monté dans la veine primaire V1. Autrement dit, le canal de circulation aller 64 et le canal de circulation retour 65 s’étendent au moins en partie dans la veine secondaire V2 de la turbomachine 1. Plus précisément, le canal de circulation aller 64 est configuré pour acheminer le fluide caloporteur FC depuis la portion principale 61A de la boucle fermée 61 jusqu’au module de chauffage 63, et le canal de circulation retour 65 est configuré pour acheminer le fluide caloporteur FC depuis le module de chauffage 63 jusqu’à la portion principale 61A. Dans cet exemple, le canal de circulation aller 64 et le canal de circulation retour 65 se présentent sous la forme de canalisations tubulaires cylindriques. Selon un aspect de l’invention, le canal de circulation aller 64 et le canal de circulation retour 65 sont concentriques, ce qui limite l’encombrement de la boucle fermée 61 dans la veine secondaire V2 et limite ainsi la résistance et donc les perturbations du flux d’air secondaire F2. De manière préférée, le canal de circulation retour 65 s’étend radialement extérieurement au canal de circulation aller 64, comme représenté sur les figures 4 et 5, la FIG. 5 représentant une vue en coupe des canaux de circulation 64, 65 selon un plan de coupe transversale. Autrement dit, le canal de circulation retour 65 est annulaire et s’étend autour du canal de circulation aller 64. En pratique, le fluide caloporteur FC circulant depuis la portion principale 61A jusqu’au module de chauffage 63 est configuré pour avoir préalablement transféré ses calories au flux de carburant Q, il est donc froid, et le fluide caloporteur FC circulant depuis le module de chauffage 63 jusqu’à la portion principale 61A est configuré pour avoir été réchauffé par le flux d’air d’échappement AE dans le module de chauffage 63, il est donc chaud. Par la suite, on distingue le fluide caloporteur froid FC-0 qui circule dans le canal de circulation aller 64 et le fluide caloporteur chaud FC-1 qui circule dans le canal de circulation retour 65. Dans cet exemple, le fluide caloporteur froid FC-0 possède en entrée du canal de circulation aller 64 une température inférieure ou égale à -25°C. De préférence, le fluide caloporteur froid FC-0 possède en entrée du canal de circulation aller 64 une température comprise entre -100 et -25 °C. De même, le fluide caloporteur chaud FC-1 possède, dans cet exemple, en entrée du canal de circulation retour 65 une température comprise entre 50 et 250 °C. Grâce au canal de circulation aller 64 monté intérieurement au canal de circulation retour 65, le fluide caloporteur froid FC-0 qui circule dans le canal de circulation aller 64 ne refroidit pas les parois des canalisations de la boucle fermée 61 en contact avec le flux d’air secondaire F2 dans la veine secondaire V2, ce qui permet de s’affranchir d’un risque de formation de givre sur la boucle fermée 61 dans la veine secondaire V2. Dans une forme de réalisation, en référence à la FIG. 5 , le canal de circulation aller 64 possède un diamètre radial extérieur D64 compris entre 2 et 6 cm. Le canal de circulation retour 65 possède, de préférence, un diamètre extérieur D65, compris entre 4 et 10 cm. Le diamètre des canalisations traversant la veine secondaire V2 est ainsi limité, ce qui limite les perturbations du flux d’air secondaire F2. Afin de réchauffer le flux de carburant Q, l’échangeur de chaleur EC décrit précédemment et monté sur le circuit de carburant CQ est également monté sur la boucle fermée 61, de manière à échanger des calories entre le fluide caloporteur FC et le flux de carburant Q. Autrement dit, le fluide caloporteur FC est configuré pour circuler dans la boucle fermée 61 et traverser l’échangeur de chaleur EC pour réchauffer le flux de carburant Q issu du réservoir cryogénique R. Par souci de clarté et de concision, seuls la boucle fermée 61, la pompe mécanique 62 et le module de chauffage 63 sont décrits dans ce document, cependant, il va de soi que le système de chauffage 6 peut comporter d’autres composants connus de l’homme du métier, comme des vannes, un vase d’expansion, etc. Il va dorénavant être décrit un procédé de chauffage du fluide caloporteur FC dans le système de chauffage 6 décrit précédemment. Dans cet exemple, le canal de circulation aller 64 est monté intérieurement au canal de circulation retour 65. De même, dans cet exemple le fluide caloporteur FC est de l’azote. Le procédé comprend une première étape E1 d’acheminement du fluide caloporteur FC dans le canal de circulation aller 64 depuis la portion principale 61A de la boucle fermée 61 vers le module de chauffage 63. Le fluide caloporteur froid FC-0 circule alors intérieurement au canal de circulation retour 65 et les parois du canal de circulation aller 64 ne sont pas en contact avec le flux d’air secondaire F2 qui circule dans la veine secondaire V2. Le canal de circulation aller 64 ne présente ainsi avantageusement aucun risque de formation de givre sur ses parois extérieures. Dans une deuxième étape E2, le fluide caloporteur froid FC-0 traverse le module de chauffage 63 dans la veine primaire V1, dans lequel il est réchauffé à partir des calories transférées par le flux d’air d’échappement AE qui circule dans la tuyère d’échappement 14 en sortie de l’étape de turbine 13 de la turbomachine 1. En sotie du module de chauffage 63, le fluide caloporteur FC est chaud. Le fluide caloporteur chaud FC-1 est alors acheminé, dans une troisième étape E3, dans le canal de circulation retour 65 depuis le module de chauffage 63 vers la portion principale 61A de la boucle fermée 61 montée dans le carter extérieur 5. Le fluide caloporteur chaud FC-1 est acheminé dans cette étape extérieurement au canal de circulation aller 64. Le fluide caloporteur chaud FC-1 circule ainsi entre le fluide caloporteur froid FC-0 et le flux d’air secondaire F2. Dans un mode de mise en œuvre préféré, le fluide caloporteur chaud FC-1 est alors acheminé, dans une quatrième étape E4, vers l’échangeur de chaleur EC, monté à la fois sur le circuit de carburant CQ et sur la boucle fermée 61, dans lequel il transfère des calories au flux de carburant Q pour le réchauffer. En sortie de l’échangeur de chaleur EC, le fluide caloporteur FC est froid et circule dans la boucle fermée 61 pour être réchauffé dans le module de chauffage 63 par le flux d’air d’échappement AE. Turbomachine à gaz (1) pour aéronef configurée pour être alimentée par un carburant (Q) issu d’un réservoir cryogénique (R), la turbomachine à gaz (1) comprenant une veine primaire (V1) intérieure et une veine secondaire (V2) extérieure délimitées radialement par un carter intermédiaire (4), la veine secondaire (V2) étant délimitée extérieurement par un carter extérieur (5), la turbomachine à gaz (1) comprenant au moins un étage de compression (11), une chambre de combustion (12), un étage de turbine (13) et une tuyère d’échappement (14) formant la veine primaire (V1), un flux d’air d’échappement (AE) issu de la chambre de combustion (12) circulant dans la tuyère d’échappement (14), la turbomachine à gaz (1) comprenant un système de chauffage (6) d’un fluide caloporteur (FC) configuré pour réchauffer le carburant (Q) issu du réservoir cryogénique (R) de manière à permettre son injection dans la chambre de combustion (12), le système de chauffage (6) comprenant : une boucle fermée (61) de circulation du fluide caloporteur (FC), la boucle fermée (61) comportant au moins une portion principale (61A) montée dans le carter extérieur (5), une pompe mécanique (62) configurée pour faire circuler le fluide caloporteur (FC) dans la boucle de circulation (61), un module de chauffage (63) monté sur la boucle fermée (61) dans la veine primaire (V1), le module de chauffage (63) étant configuré pour réchauffer le fluide caloporteur (FC) à partir de calories transférées par le flux d’air d’échappement (AE), la boucle fermée (61) comprenant un canal de circulation aller (64), configuré pour acheminer le fluide caloporteur (FC) depuis la portion principale (61A) de la boucle fermée (61) jusqu’au module de chauffage (63), et un canal de circulation retour (65), configuré pour acheminer le fluide caloporteur (FC) depuis le module de chauffage (63) jusqu’à la portion principale (61A), le canal de circulation aller (64) et le canal de circulation retour (65) s’étendant dans la veine secondaire (V2), le canal de circulation aller (64) et le canal de circulation retour (65) étant concentriques. Turbomachine à gaz (1) selon la revendication 1, dans laquelle le canal de circulation aller (64) s’étend radialement intérieurement au canal de circulation retour (65) périphérique. Turbomachine à gaz (1) selon l’une des revendications 1 à 2, dans laquelle le fluide caloporteur (FC) est un gaz inerte. Turbomachine à gaz (1) selon la revendication 3, dans laquelle le fluide caloporteur (FC) est choisi parmi : l’azote, l’hélium, le dioxyde de carbone, l’argon, le néon ou une huile synthétique. Turbomachine à gaz (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans laquelle le fluide caloporteur (FC) possède en entrée du canal de circulation aller (64) une température inférieure ou égale à -25°C. Turbomachine à gaz (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle le système de chauffage (6) comprend un échangeur de chaleur (EC) configuré pour transférer des calories prélevées dans le fluide caloporteur (FC) vers le flux de carburant (Q), de manière à chauffer le flux de carburant (Q) jusqu’à au moins une température de vaporisation. Aéronef comprenant au moins une turbomachine à gaz (1) selon l’une des revendications 1 à 6 et un réservoir cryogénique (R) dans lequel est stocké un carburant (Q) pour alimenter la turbomachine à gaz (1). Procédé de chauffage d’un fluide caloporteur (FC) dans une turbomachine à gaz (1) selon l’une des revendications 1 à 6, le procédé comprenant les étapes consistant à : acheminer (E1) le fluide caloporteur (FC) dans le canal de circulation aller (64) depuis la portion principale (61A) de la boucle fermée (61) vers le module de chauffage (63), réchauffer (E2) le fluide caloporteur (FC) dans le module de chauffage (63) à partir des calories transférées par le flux d’air d’échappement (AE), et acheminer (E3) le fluide caloporteur (FC) dans le canal de circulation retour (65) depuis le module de chauffage (63) vers la portion principale (61A) de la boucle fermée (61). Procédé de chauffage selon la revendication 8, dans lequel, l’acheminement du fluide caloporteur (FC) réchauffé dans le module de chauffage (63) est réalisé dans le canal de circulation retour (65) qui s’étend extérieurement au canal de circulation aller (64). Procédé de chauffage selon l’une des revendications 8 à 9, comprenant, postérieurement à l’acheminement du fluide caloporteur (FC) dans le canal de circulation retour (65), une étape de réchauffage (E4) dans un échangeur de chaleur (EC) du flux de carburant (Q) par le fluide caloporteur (FC).