Brevet FR3160393A1 — publié le 20250926

Système propulsif comportant au moins une turbomachine (1) et un dispositif de production d’électricité (3) comportant une pile à combustible à haute température reliée à un circuit électrique (4) ; la turbomachine (1) et le dispositif de production d’électricité (3) étant alimentés par un hydrocarbure via un premier organe d’injection d’hydrocarbure (15) et un deuxième organe d’injection d’hydrocarbure (321) respectivement, le dispositif de production d’électricité (3) comprenant un organe (32) de transformation de l’hydrocarbure en combustible, ledit organe de transformation (32) étant relié au deuxième organe d’injection d’hydrocarbure (321), à un organe d’injection d’eau (322) et à un organe d’injection d’air (323), le système propulsif comprenant au moins une unité électronique de commande (7) reliée aux organes d’injection (15, 321, 322, 323) pour commander ceux-ci de manière à réguler une puissance thermique du dispositif de production d’électricité (3) en fonction d’un ratio air/eau dépendant de l’hydrocarbure. FIGURE DE L’ABREGE : Fig. 1 Système propulsif pourvu d’une pile à combustible à puissance thermique régulée et aéronef comportant un tel système La présente invention concerne le domaine de la propulsion de véhicules, notamment aéronautiques, et plus particulièrement la gestion de l’énergie dans les systèmes de propulsion. ARRIERE PLAN DE L’INVENTION 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 états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions, mais aussi à 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. Dans le but d’améliorer l'efficacité énergétique 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. 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 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’avions, 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… Dans ce but, il a été envisagé, dans les avions, d’alimenter le réseau électrique de bord par une pile à combustible alimentée en dihydrogène. On rappelle qu’une pile à combustible comprend au moins une cellule électrochimique, un premier dispositif d’alimentation de la cellule électrochimique en dihydrogène, un deuxième dispositif d’alimentation de la cellule électrochimique en dioxygène, et un dispositif d’évacuation, hors de la cellule électrochimique, de l’eau et de la chaleur produites. La cellule électrochimique comporte deux électrodes à savoir une anode sur laquelle se produit une oxydation du dihydrogène qui est un combustible réducteur et une cathode sur laquelle se produit une réduction du dioxygène qui est un oxydant. Les deux électrodes sont séparées par un électrolyte qui : permet le passage d’ions entre les électrodes, bloque les électrons pour les obliger à passer entre les deux électrodes par un circuit électrique externe qui est relié aux deux électrodes et auquel sont connectés les équipements que la cellule électrochimique doit alimenter en électricité, joue un rôle de membrane en s’opposant au passage des gaz d’une électrode à l’autre. Plusieurs technologies de piles à combustible existent, dont certaines nécessitent une température relativement haute (plus de 200°C environ) pour fonctionner. Ces piles à combustible sont dites à haute température. Parmi celles-ci, on trouve les piles à combustible à oxydes solides (ou SOFC de l’anglais Solid Oxyd Fuel Cell ) dans lesquelles l’électrolyte est un oxyde solide, généralement une céramique comme l’oxyde de zirconium, et nécessite une température comprise entre 400° et 1000°C pour avoir une conductivité ionique suffisante pour le fonctionnement de la cellule électrochimique. Il existe également les piles à combustible à carbonate fondu (ou MCFC de l’anglais Molten-Carbonate Fuel Cell ), dans lesquelles l’électrolyte comprend des sels de carbonate fondu dispersés dans une matrice céramique poreuse, qui fonctionnent à partir de 650°C environ. Il existe en outre les piles à combustible à membrane échangeuse de protons à haute température (ou HT-PEM ou HT-PEMFC de l’anglais High Temperature Proton Exchange Membrane Fuel Cell , ou High Temperature Polymer Electrolyte Membrane Fuel Cell , ou PEMHT) dont l’électrolyte est une membrane polymère et qui fonctionne à partir de 100°C environ. D’une manière générale, un inconvénient de ces piles à combustible est la gestion de la chaleur qui demande d’utiliser des dispositifs de régulation thermique dont le poids et le volume sont préjudiciables à une utilisation sur véhicule et en particulier sur aéronef. OBJET DE L’INVENTION L’invention a notamment pour but de mieux gérer les contraintes thermiques résultant de l’utilisation d’une pile à combustible, notamment pour la fourniture d’énergie d’un aéronef. A cet effet, on prévoit selon l’invention un système propulsif comportant au moins une turbomachine et un dispositif de production d’électricité comportant une pile à combustible à haute température. La turbomachine et le dispositif de production d’électricité sont alimentés par un hydrocarbure via un premier organe d’injection d’hydrocarbure et un deuxième organe d’injection d’hydrocarbure respectivement. Le dispositif de production d’électricité comprend un organe de transformation de l’hydrocarbure en combustible. Ledit organe de transformation est relié au deuxième organe d’injection d’hydrocarbure, à un organe d’injection d’eau et à un organe d’injection d’air. Le système propulsif comprend au moins une unité électronique de commande reliée au premier organe et au deuxième organe d’injection d’hydrocarbure, à l’organe d’injection d’eau et à l’organe d’injection d’air pour commander ceux-ci de manière à réguler une puissance thermique du dispositif de production d’électricité en fonction d’un ratio air/eau dépendant de l’hydrocarbure. L’invention repose sur le fait que la transformation d’un hydrocarbure en combustible pour pile à combustible nécessite un apport d’air et d’eau et que la puissance thermique de la transformation dépend du rapport air/eau. Il est ainsi possible de commander l’apport d’air et d’eau dans le système de manière à répondre aux demandes de puissance mécaniques, électriques et thermiques, tout en conservant un système propulsif thermiquement à l’équilibre. On rappelle que les hydrocarbures ont comme formule générale C n H 2n+2 . Selon un mode particulier de l’invention, le processus de transformation de l’hydrocarbure en combustible est basé sur la réaction suivante : Dans cette réaction, le combustible est le dihydrogène et x représente le ratio air/eau. On sait que : quand x=0, la transformation est une transformation endothermique (elle consomme de la chaleur) appelée reformage par vapeur ; quand x=n, la transformation est une transformation exothermique (elle produit de la chaleur) appelée oxydation partielle ; quand x est compris entre 0 et n, la transformation fait intervenir à la fois le reformage par vapeur et l’oxydation partielle. Pour tout hydrocarbure donné (n=n0), il existe un ratio air/eau x0 tel que la transformation de l’hydrocarbure en dihydrogène est thermiquement neutre. Il en découle que : quand x est inférieur à x0, la transformation est endothermique ; quand x est supérieur à x0, la transformation est exothermique. En intégrant également le bilan thermique de la pile à combustible lors de la production d’électricité, il est possible de déterminer un ratio air/eau x0’ pour lequel le dispositif de production d’électricité dans son ensemble est thermiquement neutre. Dans le dispositif de l’invention, l’unité électronique de commande est agencée pour commander le débit d’air et le débit d’eau alimentant l’organe de transformation de l’hydrocarbure en dihydrogène, ce qui revient à ajuster le ratio air/eau et donc à piloter la puissance thermique du dispositif de production d’électricité pour qu’il soit neutre thermiquement, qu’il produise de la chaleur, ou qu’il en consomme. Il est donc possible de réguler la température de la pile à combustible sans recourir à un échangeur thermique, ou en recourant à un échangeur thermique de plus petite taille. Ceci améliore les performances énergétiques globales du système propulsif. On réduit notamment la traînée et la masse du système de refroidissement. Selon des caractéristiques optionnelles, utilisées individuellement ou tout ou partie en combinaison : l’unité électronique de commande utilise en entrées une consigne de puissance thermique du dispositif de production d’électricité, une consigne de puissance électrique fournie par le dispositif de production d’électricité, et une consigne de puissance mécanique fournie par la turbomachine pour commander le premier organe d’injection d’hydrocarbure et le deuxième organe d’injection d’hydrocarbure ; la consigne de puissance thermique du dispositif de production d’électricité, la consigne de puissance électrique fournie par le dispositif de production d’électricité, et la consigne de puissance mécanique fournie par la turbomachine correspondent à des phases de fonctionnement du système propulsif ; la turbomachine entraîne en rotation un arbre d’entraînement lié en rotation à un organe de propulsion et le dispositif de production d’électricité est relié à un circuit électrique relié à une machine électrique ayant un arbre d’entrée/sortie relié mécaniquement à l’arbre d’entraînement. L'invention a également pour objet un aéronef équipé d’un tel système propulsif. On comprend que l’organe de transformation peut être piloter pour être neutre thermiquement, produire de la chaleur ou consommer de la chaleur. Il est possible d’exploiter le caractère exothermique de la transformation pour réchauffer des équipements de l’aéronef ou au contraire d’exploiter le caractère endothermique de la transformation pour refroidir des équipements de l’aéronef. La production de chaleur peut par exemple être exploitée pour le dégivrage des ailes ou des nacelles, le chauffage du carburant… La consommation de chaleur peut être exploitée pour maintenir en froid un circuit de gaz naturel liquéfié. De préférence, l’unité électronique de commande est agencée pour : – coupler la pile à combustible et la turbomachine lors de la phase de décollage et en croisière ; – découpler la pile à combustible et la turbomachine lorsque la turbomachine est au ralenti ou en croisière lorsque la pile à combustible est défaillante. Avantageusement, l’unité électronique de commande est agencée pour commander les organes d’injection en fonction de phases de vol de l’aéronef. Avantageusement encore, le dispositif de production électrique est associé à un ou plusieurs équipements via au moins un moyen d’échange thermique. D’autres caractéristiques et avantages de l’invention ressortiront à la lecture de la description qui suit de modes de réalisation particuliers et non limitatifs de l’invention. Il sera fait référence aux dessins annexés, parmi lesquels : FIG. 1 la FIG. 1 est une représentation schématique d’un aéronef selon un premier mode de réalisation de l’invention ; FIG. 2 la FIG. 2 est une représentation schématique d’un dispositif de production de dihydrogène selon l’invention. DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION En référence à la FIG. 1 , l’invention est ici décrite en application à un avion A comprenant une turbomachine 1 associée à une hélice 2, un dispositif de production d’électricité 3 et un réseau électrique de bord 4. La turbomachine 1, connue en elle-même, comprend schématiquement un compresseur 11, une chambre de combustion 12, une turbine 13 entraînant en rotation un arbre 14 lié en rotation d’une part à l’hélice 2 par une boîte de vitesse 5 et d’autre part à un arbre d’entrée/sortie d’une machine électrique 6 reliée au réseau électrique 4. La chambre de combustion 12 est alimentée en hydrocarbure par un organe d’injection 15, ici représenté par une pompe, relié à un réservoir d’hydrocarbure 16. L’hydrocarbure est ici le kérosène. Il existe des arbres intermédiaires et d’autres composants qui n’ont pas été décrits ici. La machine électrique 6 est agencée et pilotée de façon connue en elle-même pour sélectivement entraîner en rotation l’arbre 14 (mode moteur : par exemple pour l’assistance au démarrage) ou pour que l’arbre d’entrée/sortie soit entraîné en rotation par l’arbre 14 pour alimenter le réseau électrique 4 (mode générateur : par exemple lors de certaines phases de vol nécessitant une moindre puissance mécanique). La structure et le fonctionnement de la turbomachine 1 sont connus en eux-mêmes et ne seront pas plus détaillés ici. Le dispositif de production d’électricité 3 comprend une pile à combustible, ici de type SOFC, qui comporte une pluralité de cellules électrochimiques 31 (également appelées cellules électrolytiques), un dispositif d’alimentation en dihydrogène 32 des cellules électrochimiques 31, un circuit d’alimentation en dioxygène 33 des cellules électrochimiques 31, un circuit électrique externe 34 relié aux cellules électrochimiques 31 et d’autre part à la machine électrique 6, et un circuit d’évacuation de fluide 35 également relié aux cellules électrochimiques 31. La pile à combustible comprend également, de manière connue en elle-même, d’autres composants qui ne sont pas mentionnés ici car sans lien particulier avec l’invention. En alternative, la pile à combustible peut correspondre à toute pile haute température (de préférence supérieure ou égale à 150°C) consommant du dihydrogène. Chaque cellule électrochimique 31 comporte deux électrodes à savoir une anode pour produire une oxydation du dihydrogène et une cathode pour produire une réduction du dioxygène. Ces électrodes sont reliées électriquement en série au circuit électrique externe 34. Les électrodes sont positionnées de part et d’autre d’un électrolyte solide, formé d’une céramique à base d’un oxyde comme un oxyde de zirconium, chargé d’assurer une conductivité ionique entre les électrodes et de bloquer le passage des électrons entre les électrodes pour les forcer à passer par le circuit électrique externe 34 qui alimente le réseau électrique 4 (et plus particulièrement la partie du réseau électrique 4 alimentant les équipements non-propulsifs comme les ordinateurs et calculateurs de bord, la climatisation, la signalisation, l’éclairage…). L’électrolyte bloque également le passage des gaz entre les électrodes. Chaque cellule électrochimique 31 comprend de manière connue en elle-même une entrée de dihydrogène, une sortie de l’excédent de dihydrogène, une entrée d’air et une sortie pour de l’air appauvri en oxygène et de la vapeur d’eau. Les cellules électrochimiques 31 sont reliées entre elles en série d’un point de vue électrique et en parallèle d’un point de vue fluidique. Le dispositif d’alimentation en dihydrogène 32 comprend un organe 320 de transformation d’hydrocarbure en dihydrogène qui alimente en dihydrogène les cellules électrochimiques 31 (du côté de l’anode), un organe d’injection d’hydrocarbure 321 (incorporant par exemple une pompe) reliant l’organe de transformation 320 au réservoir d’hydrocarbure 16 ; un organe d’injection d’eau 322 (incorporant par exemple une pompe) reliant l’organe de transformation 320 à un réservoir d’eau non représenté, et un organe d’injection d’air 323 (incorporant par exemple une pompe) reliant l’organe de transformation 320 à une entrée d’air extérieur. L’organe de transformation 320 comprend successivement une unité de désulfuration 324, un vaporisateur 325, un reformeur par vapeur 326, un réacteur de conversion 327, et un séparateur de gaz 328. L’organe d’injection d’hydrocarbure 321 est relié à une entrée de l’unité de désulfuration 324. L’organe d’injection d’eau 322 est relié à une entrée d’un échangeur de chaleur qui est agencé pour transformer l’eau en vapeur et qui a une sortie reliée au vaporisateur 325. L’organe d’injection d’air 323 est relié à une entrée du séparateur de gaz 328. Le séparateur de gaz 328 fonctionne par exemple par adsorption modulée en pression. La production de dihydrogène à partir d’un hydrocarbure par un processus de transformation par reformation par vapeur est connue en elle-même et ne sera pas détaillée ici sauf pour ce qui concerne directement l’invention. Le dispositif d’alimentation en dihydrogène 32 peut également comprendre un filtre, un réchauffeur, un humidificateur, un séparateur, des vannes, des capteurs… Le dispositif d’alimentation en dioxygène 33 comprend de façon connue en elle-même un circuit d’air alimentant les cellules électrochimiques 31 (du côté de la cathode) via l’entrée d’air, et un premier compresseur auxiliaire placé dans le circuit d’air. Le premier compresseur auxiliaire permet un réglage de la pression et du débit d’air introduit dans les cellules électrochimiques 31, cette pression et ce débit conditionnant les performances des cellules électrochimiques 31. Le circuit d’air est connu en lui-même et peut également comprendre un filtre, un réchauffeur, un humidificateur, un séparateur, des vannes, des capteurs… De préférence, le circuit d’air comprend un dispositif de vanne ayant une première entrée reliée à une prise d’air extérieur et une deuxième entrée reliée à un port du compresseur 11 de la turbomachine 1 pour sélectivement raccorder le circuit d’alimentation en air à la prise d’air extérieur et à un port de prélèvement du compresseur 11. Les sorties d’air appauvri et de vapeur d’eau des cellules électrochimiques 31 sont reliées en parallèle au circuit d’évacuation 35. De préférence encore, le circuit d’évacuation 35 alimente un deuxième compresseur auxiliaire ayant une sortie reliée par un injecteur à la chambre de combustion 12 de la turbomachine 1. Plus précisément, le circuit d’évacuation 35 est relié à une entrée d’un dispositif de vanne ayant une première sortie reliée au compresseur auxiliaire et une deuxième sortie reliée à un évent en communication avec l’air extérieur. Le dispositif de production électrique 3, et plus particulièrement les organes pilotables du dispositif de production électrique 3 (organes d’injection, vannes, commutateurs électriques du circuit électrique externe 34…), et la turbomachine 1 et plus particulièrement les organes pilotables de la turbomachine 1 (organe d’injection, servomoteurs…) sont reliés à une unité électronique de commande 7 qui comprend au moins un processeur et une mémoire contenant au moins un programme informatique exécutable par le processeur. Ce programme comprend des instructions agencées pour piloter lesdits organes en fonction des phases de vol, d’instruction de commandes du pilote de l’aéronef A, de valeurs de consigne élaborées à partir desdites instructions de commande, de paramètres de fonctionnement interne de la turbomachine 1 (notamment fournis par des capteurs équipant la turbomachine 1), de paramètres de fonctionnement interne du dispositif de production d’électricité 3 (notamment fournis par des capteurs équipant le dispositif de production d’électricité 3), de paramètres de fonctionnement interne de l’aéronef A (notamment fournis par des capteurs équipant l’aéronef A)… L’unité électronique de commande 7 est agencée pour commander le débit d’air et le débit d’eau alimentant l’organe de transformation de l’hydrocarbure en dihydrogène, ce qui revient à ajuster le ratio air/eau et donc à piloter la puissance thermique du dispositif de production d’électricité 3. On rappelle que le processus de transformation de l’hydrocarbure en combustible est basé sur la réaction suivante : Dans cette réaction, le combustible est le dihydrogène et x représente le ratio air/eau. On sait que : quand x=0, la transformation est une transformation endothermique appelée reformage par vapeur ; quand x=n, la transformation est une transformation exothermique appelée oxydation partielle ; quand x est compris entre 0 et n, la transformation fait intervenir le reformage par vapeur et l’oxydation partielle. Pour tout hydrocarbure donné (n=n0), il existe un ratio air/eau x0 tel que la transformation de l’hydrocarbure en dihydrogène est thermiquement neutre. Il en découle que : quand x est inférieur à x0, la transformation est endothermique ; quand x est supérieur à x0, la transformation est exothermique. En intégrant également le bilan thermique de la pile à combustible lors de la production d’électricité, il est possible de déterminer un ratio air/eau x0’ pour lequel le dispositif de production d’électricité dans son ensemble est thermiquement neutre. En pratique, l’unité électronique de commande 7 utilise en entrées une consigne P th req de puissance thermique du dispositif de production d’électricité 3, une consigne P elec req de puissance électrique fournie par le dispositif de production d’électricité 3, et une consigne P meca req de puissance mécanique fournie par la turbomachine 1 pour commander les organes d’injection d’hydrocarbure 15 et 321, l’organe d’injection d’eau 322 et l’organe d’injection d’air 323. Le principe de commande mis en œuvre par l’unité électronique de commande est donc le suivant : Avec : x le ratio air/eau, le débit d’hydrocarbure pour la turbomachine 1, le débit d’hydrocarbure pour le dispositif de production d’électricité. Bien entendu, ce principe de commande dépend des rendements de la turbomachine 1 et du dispositif de production d’électricité 3. On fournit ci-après un exemple en considérant que la turbomachine 1 a un rendement ηtag et le dispositif de production d’électricité 3 a un rendement ηsofc. Ces rendements représentent le ratio de la puissance utile en sortie (respectivement de la turbomachine 1 et du dispositif de production d’électricité 3) sur la puissance chimique du débit de carburant injecté (respectivement dans la turbomachine 1 et dans le dispositif de production d’électricité 3). Ainsi, dans le cas où la puissance électrique P elec est fournie par le dispositif de production d’électricité 3 et la puissance mécanique P meca est fournie par la turbomachine 1, on a les équations suivantes : L’équation thermique du dispositif de production électrique 3 est alors la suivante : Dans laquelle : est la puissance thermique de la pile à combustible à proprement parler, à savoir la chaleur produite par la réaction de l’air et du dihydrogène ; est la puissance thermique de la réaction de reformage lors de la transformation de l’hydrocarbure en dihydrogène ; est la puissance thermique de la réaction d’oxydation lors de la transformation de l’hydrocarbure en dihydrogène ; est la capacité calorifique du dispositif de production d’électricité 3 ; est la différence de température du dispositif de production d’électricité 3. Pour des raisons de simplicité, on fait l’hypothèse que ce qui n’est pas transformé en électricité est perdu sous forme de chaleur (ce qui est une approximation grossière), on obtient : Hm est l’enthalpie massique de réaction (en kW/kg). L’unité électronique de commande 7 est programmée pour adapter les débits d’hydrocarbure dans la turbomachine 1 et dans le dispositif de production d’électricité 3 et les débits d’eau et d’air (dont le ratio est x) dans le dispositif de production d’électricité 3 de manière à : obtenir les puissances électriques et mécaniques cibles qui dépendent des besoins de l’aéronef A (propulsion + équipements électriques de l’aéronef), maintenir la pile à combustible dans une plage de fonctionnement optimal. Comme les besoins de puissance changent en permanence au cours du vol (beaucoup de puissance au décollage, puissance moyenne en croisière et faible puissance en descente), tous les débits sont ajustés en permanence pour garantir le bon fonctionnement du système dans toutes sas phases de fonctionnement. On notera que l’unité électronique de commande 7 assure ici d’autres fonctions. L’unité électronique de commande 7 est ainsi également programmée pour commander les dispositifs de vanne pour raccorder le circuit d’alimentation en air soit à la prise d’air extérieur soit au port du compresseur 11 de la turbomachine 1. Ainsi, la pile à combustible 3 peut être alimentée en air, suivant la phase de vol considérée, soit par prélèvement d’air sur la turbomachine 1 (le fonctionnement de la pile à combustible 3 est alors couplée à celui de la turbomachine 1 ; par exemple pour apporter un surcroît de puissance au décollage ou pour optimiser la consommation énergétique en croisière), soit par la prise extérieure d’air (le fonctionnement de la pile à combustible 3 est alors découplée de celui de la turbomachine 1 ; par exemple lorsque l’aéronef est au sol et la turbomachine est au ralenti, ou en cas de panne). Par exemple, le fonctionnement autonome de la pile à combustible 3 nécessite que les cellules électrochimiques 31 soient à une température comprise entre 400°C et 1000°C : on comprend que, lorsque la turbomachine 1 fonctionne, l’air provenant du compresseur 11 est plus chaud que celui provenant de la prise d’air extérieur. L’injection d’air pressurisé et chaud dans la pile à combustible 3 permet d’augmenter le rendement énergétique et la puissance maximale de la pile à combustible 3. Il est donc plus intéressant pour démarrer la pile à combustible 3 de raccorder le circuit d’alimentation en air 33 au port du compresseur 11 lorsque la turbomachine 1 fonctionne. En revanche, lorsque la turbomachine 1 n’est pas en fonctionnement, le circuit d’alimentation en air 33 est raccordé à la prise d’air extérieur 37. De plus, l’unité électronique de commande 7 est programmée pour commander le dispositif de vanne pour raccorder le circuit d’évacuation 35 soit à l’évent (en particulier lorsque la turbomachine 1 n’est pas démarrée) soit au port d’injection de la chambre de combustion 12 (lorsque la turbomachine 1 fonctionne). On rappelle que les produits évacués par le circuit d’évacuation 35 comprennent de l’air appauvri en oxygène et de l’eau essentiellement sous forme de vapeur. L’injection des produits évacués dans la chambre de combustion 12 permet d’augmenter la puissance spécifique de la turbomachine 1 et d’en améliorer le rendement thermique, ainsi que de réduire les oxydes d’azote en sortie de la chambre de combustion 12. Le compresseur auxiliaire est agencé et piloté pour amener les produits évacués à une pression compatible avec leur injection dans la chambre de combustion 12. Comme on l’a vu, le circuit électrique externe 34 est agencé pour alimenter le réseau électrique 4 et plus particulièrement la partie non propulsive du réseau électrique 4. L’unité électronique de commande 7 peut commander les organes de commutation du circuit électrique externe 34 pour raccorder celui-ci à la machine électrique 6 pour commander celle-ci en moteur de manière que la machine électrique 6 fournisse un couple à la turbomachine 1 de manière à assister le démarrage de la turbomachine 1 (généralement au sol mais une telle assistance est utilisable pour le redémarrage de la turbomachine 1 en vol) ou apporter à celle-ci un surcroît de puissance, si la turbomachine 1 est déjà en fonctionnement, par exemple pour fournir une accélération temporaire (notamment en phase de décollage et/ou de fin de montée TOP). En tenant compte de cet apport de puissance, il est possible de réduire les dimensions du compresseur 11 et/ou d’optimiser le fonctionnement de la turbomachine et par exemple réduire sa consommation de carburant et/ou la température des gaz d’échappement. En variante, on peut prévoir un dispositif d’e-taxiing (ou dispositif électrique de roulage) alimenté par le circuit électrique externe 34 et capable de déplacer l’aéronef A au sol. Le dispositif d’e-taxiing peut comprendre une ou plusieurs roues motorisées équipant le train d’atterrissage de l’aéronef A ou un moteur électrique qui peut être accouplé via un embrayage ou des crabots à un arbre d’entrée de la boîte de vitesse 5 de manière à entraîner en rotation l’hélice 2 alors même que la turbomachine 1 n’est pas en fonctionnement. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits mais englobe toute variante entrant dans le champ de l’invention telle que définie par les revendications. En particulier, l’avion peut avoir une autre structure que celle décrite. On notera que l’invention est décrite en relation avec une structure simplifiée d’aéronef pour mieux faire comprendre l’invention. Il va de soi qu’en réalité la structure de l’aéronef est beaucoup plus compliquée. Par exemple, une turbomachine comprend généralement plusieurs arbres et plusieurs compresseurs. D’ailleurs, si la turbomachine comprend un compresseur intermédiaire et un compresseur haute pression, le circuit d’alimentation en air des cellules électrochimiques peut être relié au compresseur intermédiaire et/ou au compresseur haute pression. De préférence pour une turbomachine à deux étages, on envisage une machine sur l'arbre du compresseur haute pression et une machine sur l'arbre du compresseur basse pression, les machines étant reliées à une unité de commande agencée pour piloter les machines indépendamment l’une de l’autre selon l'effet d'assistance à la turbomachine recherché. Par exemple encore, la pile à combustible comprend un circuit de commande qui n’a pas été détaillé ici. La pile à combustible peut être d’un autre type que SOFC et par exemple MCFC ou PEMHT. En alternative, la pile à combustible peut correspondre à toute pile haute température (de préférence supérieure ou égale à 150°C) consommant du dihydrogène. On notera qu’un ensemble de pile à combustible MCFC peut fonctionner avec d’autres combustibles que le dihydrogène sans reformeur externe. La pile à combustible peut être placée au plus proche de la turbomachine 1 pour bénéficier de la chaleur dégagée par celle-ci, voire être intégrée à la turbomachine 1, de préférence entre le compresseur haute pression et la chambre de combustion. La turbomachine et le dispositif de production d’électricité peuvent employer le même hydrocarbure, ou deux hydrocarbures différents. L’hydrocarbure peut être le kérosène, le méthane ou tout autre hydrocarbure dont les propriétés physicochimiques permettent son emploi dans l’application considérée. La transformation de l’hydrocarbure en combustible peut être intérieur ou extérieur à la pile à combustible. Le dispositif de production électrique peut être associé à un ou plusieurs équipements via au moins un moyen d’échange thermique. Par exemple : un guide de chaleur en matériau thermiquement conducteur s’étend entre le dispositif de production électrique et le ou les équipements en touchant ceux-ci de manière à permettre un transfert de chaleur par conduction entre le dispositif de production électrique et le ou les équipements ; un échangeur de chaleur possède un premier circuit de fluide caloporteur passant dans le dispositif de production électrique et un deuxième circuit de fluide caloporteur passant dans le ou les équipements pour permettre un transfert de chaleur par convection entre le dispositif de production électrique et le ou les équipements. Le dispositif de production électrique et le ou les accessoires sont pourvus de capteurs de température pour pouvoir réguler celle-ci finement. Les organes d’injection de fluide mentionnés ci-dessus peuvent comprendre des pompes ou des clapets pilotés disposés dans un circuit dudit fluide sous pression. Système propulsif comportant au moins une turbomachine (1) et un dispositif de production d’électricité (3) comportant une pile à combustible à haute température; la turbomachine (1) et le dispositif de production d’électricité (3) étant alimentés par un hydrocarbure via un premier organe d’injection d’hydrocarbure (15) et un deuxième organe d’injection d’hydrocarbure (321) respectivement, le dispositif de production d’électricité (3) comprenant un organe (32) de transformation de l’hydrocarbure en combustible, ledit organe de transformation (32) étant relié au deuxième organe d’injection d’hydrocarbure (321), à un organe d’injection d’eau (322) et à un organe d’injection d’air (323), le système propulsif comprenant au moins une unité électronique de commande (7) reliée au premier organe et au deuxième organe d’injection d’hydrocarbure (15, 321), à l’organe d’injection d’eau (322) et à l’organe d’injection d’air (323) pour commander ceux-ci de manière à réguler une puissance thermique du dispositif de production d’électricité (3) en fonction d’un ratio air/eau dépendant de l’hydrocarbure. Système selon la revendication 1, dans lequel l’organe de transformation (32) est agencé pour transformer l’hydrocarbure en dihydrogène en mettant en œuvre la réaction suivante : où x représente le ratio air/eau. Système selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l’unité électronique de commande (7) utilise en entrées une consigne de puissance thermique du dispositif de production d’électricité (3), une consigne de puissance électrique fournie par le dispositif de production d’électricité (3), et une consigne de puissance mécanique fournie par la turbomachine (1) pour commander le premier organe d’injection d’hydrocarbure (15) et le deuxième organe d’injection d’hydrocarbure (321). Système selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la consigne de puissance thermique du dispositif de production d’électricité (3), la consigne de puissance électrique fournie par le dispositif de production d’électricité (3), et la consigne de puissance mécanique fournie par la turbomachine (1) correspondent à des phases de fonctionnement du système propulsif. Système selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la turbomachine (1) entraîne en rotation un arbre d’entraînement (14) lié en rotation à un organe de propulsion (2) et le dispositif de production d’électricité (3) est relié à un circuit électrique (4) relié à une machine électrique (6) ayant un arbre d’entrée/sortie relié mécaniquement à l’arbre d’entraînement (14). Aéronef comportant un système selon l’une quelconque des revendications précédentes. Aéronef selon la revendication 6, dans lequel l’unité électronique de commande (7) est agencée pour : – coupler la pile à combustible et la turbomachine lors de la phase de décollage et en croisière ; – découpler la pile à combustible et la turbomachine lorsque la turbomachine est au ralenti ou en croisière lorsque la pile à combustible est défaillante. Aéronef selon la revendication 6 ou 7, dans lequel l’unité électronique de commande (7) est agencée pour commander les organes d’injection en fonction de phases de vol de l’aéronef. Aéronef selon l’une quelconque des revendications 6 à 8, dans lequel le dispositif de production électrique (3) est associé à un ou plusieurs équipements via au moins un moyen d’échange thermique.