Brevet FR3160394A1 — publié le 20250926

Un ensemble propulsif (1) pour aéronef comprenant une turbomachine à gaz (3), comprenant un étage de compression (31) et une chambre de combustion (32) alimentée avec un flux d’air comprimé (A) issu de l’étage de compression (31), au moins une pile à combustible (4) alimentée par un flux d’air d’alimentation (FA), et un dispositif d’alimentation en air (5) de la pile à combustible (4). Le dispositif d’alimentation (5) en air est configuré pour : recevoir, d’une part, une partie du flux d’air comprimé (A) issu de l’étage de compression (31), ci après « flux d’air auxiliaire » (A2), et, d’autre part, un flux d’air extérieur (B) issu de l’environnement extérieur à la turbomachine à gaz (3) ; et mélanger le flux d’air auxiliaire (A2) et le flux d’air extérieur (B), de manière à former un flux d’air d’alimentation (FA) comprimé pour alimenter la pile à combustible (4). Figure de l’abrégé : Figure 1 Ensemble propulsif pour aéronef comprenant une turbomachine à gaz et une pile à combustible et procédé associé La présente invention concerne le domaine des ensembles propulsifs utilisés pour la propulsion d’un aéronef et concerne en particulier un ensemble propulsif hybride comprenant une turbomachine à gaz et une pile à combustible. 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 un ensemble propulsif hybride comprenant une pile à combustible. De manière connue, un aéronef comprend un ensemble propulsif pour permettre son déplacement à partir de l’accélération d’un flux d’air. Pour cela, l’ensemble propulsif comprend une turbomachine à gaz comportant un organe propulsif, monté sur un arbre de propulsion, 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, la turbomachine comprend successivement suivant un axe longitudinal, un (ou plusieurs) étage(s) de compression, une chambre de combustion et un (ou plusieurs) étage(s) de turbine libres ou liés. L’étage de compression est configuré pour recevoir un flux d’air entrant et le comprimer de manière à alimenter la chambre de combustion. La combustion, dans la chambre de combustion, entre un flux de carburant et le flux d’air comprimé génère un flux d’air d’échappement qui entraine l’étage de turbine en rotation pour générer la poussée et/ou entrainer en rotation l’organe propulsif de l’aéronef (par exemple un rotor ou une hélice). Dans le cadre de la décarbonation des aéronefs, il est connu une architecture dite « hybride » dans laquelle l’ensemble propulsif comprend également une pile à combustible qui permet de réduire la consommation en kérosène. Une pile à combustible est un dispositif permettant de mettre en œuvre une réaction électrochimique pour générer de l’énergie électrique à partir d’une réaction d’oxydoréduction. L’énergie électrique permet ensuite d’alimenter par exemple une machine électrique de propulsion. Pour cela, la pile à combustible est alimentée par un fluide oxydant, généralement un flux d’air ou de dioxygène, et un fluide réducteur, par exemple du dihydrogène, qui circulent dans une pluralité de cellules et réagissent au moyen d’un catalyseur pour former la réaction électrochimique et produire de l’énergie électrique. De manière connue, la pile à combustible est alimentée avec un flux d’oxygène ou d’air sous pression. Aussi, il est connu de prévoir un compresseur pour fournir un flux d’air sous pression à la pile à combustible. Cependant, un tel compresseur est lourd et encombrant, ce qui présente un inconvénient important dans un contexte aéronautique qui vise à limiter la masse des aéronefs pour permettre de limiter leur consommation énergétique et ainsi leur impact environnemental. De plus, le compresseur nécessite d’être alimenté en énergie pour fonctionner. Une telle énergie est généralement fournie par la pile à combustible elle-même, ce qui limite son efficacité puisqu’elle fournit moins d’énergie aux autres équipements de l’aéronef. L’autonomie de la pile à combustible est également affectée puisqu’elle doit fournir plus d’énergie pour alimenter le compresseur en parallèle. On connait également, dans l’art antérieur, une architecture dans laquelle la pile à combustible est alimentée par un flux d’air comprimé directement issu de l’étage de compression de la turbomachine. Cependant, le flux d’air prélevé sur l’étage de compression pour alimenter la pile à combustible diminue le débit du flux d’air injecté dans la chambre de combustion de la turbomachine à gaz, ce qui limite sa puissance. Autrement dit, dans une telle architecture, le rendement de la turbomachine n’est pas optimal. L’invention vise ainsi à éliminer au moins certains de ces inconvénients en proposant un ensemble propulsif hybride, comprenant une turbomachine à gaz et une pile à combustible, dont le rendement est optimal, tout en possédant une masse limitée. L’ensemble propulsif selon l’invention permet également de conserver un niveau de sûreté de fonctionnement optimal tout en limitant les émissions de gaz à effet de serre. PRESENTATION DE L’INVENTION L’invention concerne un ensemble propulsif pour aéronef s’étendant selon un axe longitudinal, l’ensemble propulsif comprenant : une turbomachine à gaz comprenant au moins un étage de compression, une chambre de combustion et au moins un étage de turbine de manière à alimenter la chambre de combustion avec un flux d’air comprimé issu de l’étage de compression, l’étage de turbine étant entrainé par un flux d’air d’échappement issu de la chambre de combustion, le flux d’air comprimé circulant d’amont en aval dans la turbomachine à gaz selon l’axe longitudinal, et au moins une pile à combustible configurée pour générer de l’énergie électrique pour alimenter au moins une charge électrique de l’aéronef, la pile à combustible étant alimentée par un flux d’air d’alimentation. L’ensemble propulsif est remarquable en ce qu’il comprend un dispositif d’alimentation en air de la pile à combustible, le dispositif d’alimentation en air étant configuré pour : recevoir, d’une part, une partie du flux d’air comprimé issu de l’étage de compression de la turbomachine à gaz, ci après « flux d’air auxiliaire », et, d’autre part, un flux d’air extérieur issu de l’environnement extérieur à la turbomachine à gaz, et mélanger le flux d’air auxiliaire et le flux d’air extérieur, de manière à former un flux d’air d’alimentation comprimé pour alimenter la pile à combustible. L’ensemble propulsif selon l’invention permet d’alimenter la pile à combustible avec un flux d’air comprimé sans nécessiter l’utilisation d’un compresseur extérieur lourd et encombrant. La masse de l’aéronef est ainsi limitée, ce qui est particulièrement avantageux dans le domaine aéronautique qui vise à limiter la consommation de carburant pour limiter les émissions de gaz à effet de serre. S’affranchir d’un compresseur extérieur permet également de ne pas affecter l’autonomie de la pile à combustible qui n’a pas à fournir plus d’énergie pour alimenter un dispositif en parallèle de la (ou des) charge(s) électrique(s) dédiée(s). Le dispositif d’alimentation limite avantageusement le flux d’air prélevé dans l’étage de compression de la turbomachine à gaz, ce qui permet de ne pas pénaliser les performances de cette dernière qui conserve un rendement optimal. Autrement dit, l’utilisation en partie d’un flux d’air issu de l’extérieur de la turbomachine à gaz permet de limiter le coût énergétique de l’alimentation d’air de la pile à combustible. Grâce au dispositif d’alimentation, le flux d’air d’alimentation est issu d’un mélange entre une partie limitée du flux d’air comprimé dans l’étage de compression de la turbomachine à gaz et un flux d’air extérieur qui n’est pas nécessaire au fonctionnement de la turbomachine. Un ensemble propulsif hybride comprenant une pile à combustible qui participe à la propulsion de l’aéronef permet de limiter la consommation de carburant de l’aéronef et permet donc de limiter son impact sur l’environnement. Selon un aspect préféré, le dispositif d’alimentation en air est configuré pour entrainer le flux d’air extérieur à partir du flux d’air auxiliaire reçu. Le dispositif d’alimentation permet ainsi d’alimenter la pile à combustible avec un flux d’air comprimé comprenant en partie un flux d’air extérieur qui n’est pas issu de l’étage de compression ou d’un compresseur extérieur. Dans une forme de réalisation préférée, le dispositif d’alimentation en air est un dispositif passif à effet venturi, de préférence un éjecteur. Un dispositif passif permet avantageusement de s’affranchir par exemple d’une alimentation électrique, ce qui limite la consommation énergétique de l’aéronef et augmente l’autonomie de la pile à combustible et/ou l’utilisation d‘éventuelles batteries lourdes et encombrantes. Un éjecteur permet l’utilisation d’un dispositif simple. Un tel dispositif peut également être ajouté de manière simple et rapide sur des ensembles propulsif existants. De manière préférée, le flux d’air d’alimentation fourni par le dispositif d’alimentation à la pile à combustible comprend une répartition entre le flux d’air auxiliaire et le flux d’air extérieur dans laquelle la quantité de flux d’air extérieur est comprise entre 50% et 150% de la quantité de flux d’air auxiliaire. Une telle répartition permet de s’assurer d’un prélèvement minimal d’air issu de l’étage de compression tout en étant suffisant pour alimenter la pile à combustible avec un flux d’air d’alimentation comprimé en le mélangeant avec un flux d’air extérieur. Le prélèvement minimal de flux d’air issu de l’étage de compression permet de ne pas pénaliser les performances de la turbomachine à gaz dont le rendement est optimal. De manière préférée, la turbomachine à gaz est reliée fluidiquement au dispositif d’alimentation en air en amont de la chambre de combustion, ce qui permet de prélever une fraction du flux d’air, après qu’il ait été comprimé dans l’étage de compression, avant qu’il ne soit introduit dans la chambre de combustion. Dans une forme de réalisation, l’étage de compression comprenant un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, la turbomachine à gaz est reliée fluidiquement au dispositif d’alimentation en air entre le compresseur basse pression et le compresseur haute pression. Une telle forme de réalisation permet de prélever un flux d’air auxiliaire comprimé tout en minimisant l’impact sur le rendement de la turbomachine. De manière alternative, l’étage de compression comprenant un compresseur basse pression et un compresseur haute pression, la turbomachine à gaz est reliée fluidiquement au dispositif d’alimentation en air entre le compresseur haute pression et la chambre de combustion, permettant l’introduction dans le dispositif d’alimentation en air d’un flux d’air auxiliaire sous haute pression pour former un flux d’air d’alimentation pour la pile à combustible suffisamment comprimé. Selon un aspect préféré, le flux d’air extérieur est issu d’un flux d’air de ventilation d’un capot de la turbomachine à gaz, d’un flux d’air circulant dans une nacelle de la turbomachine à gaz ou d’un dispositif de captage d’un flux d’air extérieur à la turbomachine à gaz. De manière préférée, le dispositif de captage est une prise d’air dynamique ou statique de la turbomachine à gaz ou un dispositif d’écope d’un flux d’air extérieur à une nacelle de la turbomachine à gaz. Dans une forme de réalisation, la turbomachine à gaz et la pile à combustible sont concentriques, la pile à combustible étant annulaire et s’étendant radialement extérieurement à la turbomachine à gaz. L’ensemble propulsif hybride présente ainsi un encombrement fortement limité, tout en comprenant une pile à combustible qui permet de fournir de l’énergie électrique et contribue ainsi à limiter les émissions de gaz à effet de serre de l’aéronef. Un tel ensemble propulsif plus compact peut également être facilement monté sur différents types d’aéronefs, contrairement aux ensembles propulsifs hybrides de l’art antérieur dont l’encombrement était important. Dans cette forme de réalisation, les différents systèmes d’alimentation (en carburant ou en air par exemple) peuvent être au moins partiellement mutualisés, ce qui permet de limiter encore plus l’encombrement tout en limitant la masse de l’ensemble propulsif, ce qui représente un avantage important compte tenu des problématiques de masse inhérentes au domaine aéronautique. De manière préférée, la pile à combustible s’étend circonférentiellement en périphérie de la chambre de combustion de la turbomachine de gaz, ce qui permet de monter la turbomachine à gaz et la pile à combustible sensiblement à une même position longitudinale, permettant des échanges directs entre la chambre de combustion et la pile à combustible. La compacité et la masse de l’ensemble propulsif sont ainsi accrues. Dans une forme de réalisation, la pile à combustible comprenant au moins une sortie d’eau configurée pour évacuer un flux d’eau issu d’une réaction d’oxydoréduction de la pile à combustible, la turbomachine à gaz comprend une entrée d’eau reliée fluidiquement à la sortie d’eau de la pile à combustible, de manière à humidifier le flux d’air comprimé. Ainsi, il n’est plus nécessaire d’évacuer l’eau issue de la réaction d’oxydoréduction de la pile à combustible comme cela était le cas dans l’art antérieur. Le flux d’eau est avantageusement réutilisé pour baisser la température dans la chambre de combustion, ce qui permet d’optimiser le flux d’air d’échappement et ainsi d’améliorer le rendement énergétique de la turbomachine à gaz. De manière préférée, la turbomachine à gaz est reliée fluidiquement à la pile à combustible en amont de l’étage de compression, de manière à humidifier le flux d’air entrant dans l’étage de compression. De préférence, la sortie d’eau de la pile à combustible est reliée à la turbomachine à gaz par au moins une canalisation d’eau radiale, ce qui permet la circulation d’un flux d’eau direct entre l’étage de compression et la pile à combustible, permettant de limiter les pertes dans des canalisations longues. De plus, des canalisations radiales présentent une longueur limitée, ce qui permet d’augmenter la compacité de l’ensemble propulsif. L’invention concerne également un système comprenant un ensemble propulsif tel que décrit précédemment et un réservoir de carburant, le réservoir de carburant alimentant la turbomachine à gaz et la pile à combustible. Une alimentation en carburant à partir d‘un même réservoir permet de limiter l’encombrement tout en limitant la masse de l’ensemble propulsif. L’invention porte également sur un aéronef comprenant au moins un ensemble propulsif tel que décrit précédemment. Enfin, l’invention concerne un procédé d’utilisation d’un ensemble propulsif tel que décrit précédemment, le procédé comprenant les étapes consistant à : comprimer un flux d’air dans l’étage de compression de la turbomachine à gaz, diviser le flux d’air comprimé en un flux d’air principal destiné à alimenter la chambre de combustion et un flux d’air auxiliaire, acheminer le flux d’air auxiliaire vers le dispositif d’alimentation en air, mélanger, dans le dispositif d’alimentation en air, le flux d’air auxiliaire avec un flux d’air extérieur de manière à former un flux d’air d’alimentation comprimé, et acheminer, en sortie du dispositif d’alimentation en air, le flux d’air d’alimentation vers la pile à combustible pour l'alimenter. 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’un ensemble propulsif selon une première forme de réalisation de l’invention. La FIG. 2 est une vue détaillée de l’ensemble propulsif selon une deuxième forme de réalisation de l’invention. La FIG. 3 est une représentation schématique d’un dispositif d’alimentation de l’ensemble propulsif de la FIG. 1 . La FIG. 4 est une représentation schématique d’un ensemble propulsif selon une troisième forme de réalisation. 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 un ou plusieurs ensemble(s) propulsif(s) pour permettre son déplacement à partir de l’accélération d’un flux d’air. En référence à la FIG. 1 , il est représenté un ensemble propulsif 1 pour aéronef selon une forme de réalisation de l’invention. L’ensemble propulsif 1 s’étend longitudinalement selon un axe X et comprend un organe propulsif 2, 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 FIG. 1 . L’ensemble propulsif 1 selon l’invention est dit « hybride » et comprend, à ce titre, une turbomachine à gaz 3 et une pile à combustible 4. La turbomachine à gaz 3 comporte un arbre de propulsion 30 relié à l’organe propulsif 2, par exemple via une boite de transmission (non représentée). La turbomachine à gaz 3 comporte également successivement selon l’axe longitudinal X, un étage de compression 31, une chambre de combustion 32 et un étage de turbine 33, reliés à l’arbre de propulsion 30. Il va de soi que la turbomachine à gaz 3 peut comprendre plusieurs étages de compression 31 et/ou plusieurs étages de turbine 33. En pratique, l’étage de compression 31 est configuré pour recevoir un flux d’air A, issu de l’extérieur de la turbomachine à gaz 3, et le comprimer, de manière à alimenter la chambre de combustion 32 avec un flux d’air comprimé A. La combustion, dans la chambre de combustion 32, entre un flux de carburant Q et le flux d’air comprimé A génère un flux d’air d’échappement AE qui entraine l’étage de turbine 33 en rotation pour générer la poussée de l’aéronef. La rotation de l’étage de turbine 33 entraine la rotation de l’arbre de propulsion 30 qui entraine à son tour l’étage de compression 31 et l’organe propulsif 2. Pour alimenter la chambre de combustion 32, l’aéronef comprend un réservoir R de carburant Q, représenté sur la FIG. 2 . Dans cet exemple, le carburant Q est du dihydrogène. Il va de soi que le carburant pourrait être différent, par exemple du méthane ou du kérosène. Comme décrit précédemment, le flux d’air A circule, de préférence, sensiblement d’amont en aval dans la turbomachine à gaz 3. En pratique, en référence à la FIG. 2 , le flux d’air A est configuré pour circuler entre l’étage de compression 31 et la chambre de combustion 32, via un canal d’entrée 34 de la chambre de combustion 32. Plus précisément, selon un aspect de l’invention, le flux d’air A entrant dans la turbomachine à gaz 3 et comprimé dans l’étage de compression 31 est configuré pour être divisé, en sortie de l’étage de compression 31, en un flux d’air principal A1 et un flux d’air auxiliaire A2. Le flux d’air principal A1 est destiné à alimenter la chambre de combustion 32, via le canal d’entrée 34. Le flux d’air auxiliaire A2 est destiné à participer à l’alimentation de la pile à combustible 4, comme cela sera décrit plus en détails par la suite. Dans cet exemple, la turbomachine à gaz 3 comporte une sortie d’air 35 pour permettre le prélèvement du flux d’air auxiliaire A2. De préférence, comme représenté sur la FIG. 2 , la sortie d’air 35 est positionnée en aval de l’étage de compression 31 et en amont de la chambre de combustion 32, de manière à prélever un flux d’air provenant directement de l’étage de compression 31. Plus précisément, comme cela est connu, l’étage de compression 31 comprend généralement successivement suivant l’axe longitudinal X, un compresseur basse pression 31B et un compresseur haute pression 31H, de manière à comprimer efficacement le flux d’air A avant d’alimenter la chambre de combustion 32. Dans une première forme de réalisation (non représentée), la sortie d’air 35 est positionnée entre le compresseur basse pression 31B et le compresseur haute pression 31H, de manière à prélever le flux d’air auxiliaire A2 comprimé tout en minimisant l’impact sur le rendement de la turbomachine à gaz 3. Dans une deuxième forme de réalisation, représentée sur la FIG. 2 , la sortie d’air 35 est positionnée entre le compresseur haute pression 31H et la chambre de combustion 32. Autrement dit, la sortie d’air 35 est montée dans le canal d’entrée 34 de la chambre de combustion 32, ce qui permet de prélever un flux d’air auxiliaire A2 hautement comprimé. Dans une troisième forme de réalisation (non représentée), la sortie d’air 35 est montée au niveau d’une vanne de prélèvement 31V (représentée sur la FIG. 2 ) de la turbomachine à gaz 3. Comme cela est connu, une telle vanne de prélèvement 31V est montée entre le compresseur basse pression 31B et le compresseur haute pression 31H et est configurée pour évacuer une partie du flux d’air A comprimé dans le compresseur basse pression 31B, de manière à contrôler le débit d’air comprimé A entrant dans la chambre de combustion 32, afin d’optimiser le taux de dilution de la turbomachine à gaz 3. Il est décrit une unique sortie d’air 35, cependant, il va de soi que la turbomachine à gaz 3 pourrait alternativement comprendre plusieurs sorties d’air 35, pour permettre un flux d’air auxiliaire A2 par exemple issu à la fois du compresseur basse pression 31B et du compresseur haute pression 35H. Comme décrit précédemment, le flux d’air auxiliaire A2 est destiné à alimenter une pile à combustible 4. La pile à combustible 4 est configurée pour générer de l’énergie électrique Elec pour alimenter une ou plusieurs charge(s) électrique(s) de l’aéronef, comme une machine électrique de propulsion M ou un réseau électrique par exemple. Dans une forme de réalisation, la machine électrique de propulsion M est configurée pour participer à la propulsion de l’aéronef en transférant de l’énergie à l’organe propulsif 2 de manière à l’entrainer en rotation. Dans cette forme de réalisation, la pile à combustible 4 participe à l’effort de propulsion et permet par exemple de limiter le carburant nécessaire au fonctionnement de la turbomachine à gaz 3. En effet, comme cela est connu, la pile à combustible 4 est un dispositif permettant de mettre en œuvre une réaction électrochimique pour générer de l’énergie électrique Elec à partir d’une réaction d’oxydoréduction. Pour cela, la pile à combustible 4 est alimentée par un fluide réducteur et un fluide oxydant, par exemple du dihydrogène H2 et du dioxygène O2, qui circulent dans une pluralité de cellules et réagissent au moyen d’un catalyseur pour former la réaction électrochimique et produire de l’énergie électrique Elec. De manière connue, les cellules de la pluralité de cellules sont associées ensemble, de préférence, en série. Comme cela est connu, la pile à combustible 4 comporte également un circuit de fluide de refroidissement qui n’est pas représenté sur les figures. Dans une forme de réalisation, représentée sur la FIG. 3 , la turbomachine à gaz 3 et la pile à combustible 4 sont concentriques, la pile à combustible 4 étant annulaire et s’étendant radialement extérieurement à la turbomachine à gaz 3, ce qui permet de monter un ensemble propulsif 1 dont l’encombrement est limité. De préférence, la pile à combustible 4 s’étend circonférentiellement en périphérie de la chambre de combustion 32 de la turbomachine à gaz 3. Autrement dit, la pile à combustible 4 et la chambre de combustion 32 s’étendent à une même position axiale, de manière à faciliter les échanges entre la pile à combustible 4 et la turbomachine à gaz 3. Il va de soi que la pile à combustible 4 pourrait alternativement être montée à une position différente dans l’ensemble propulsif 1. De même, il va de soi que la pile à combustible 4 pourrait tout aussi bien posséder une forme différente, par exemple une forme parallélépipédique. Dans une forme de réalisation, en référence aux figures 2 et 3, la pile à combustible 4 comprend au moins une sortie d’eau 43 configurée pour évacuer un flux d’eau H2O issu de la réaction d’oxydoréduction de la pile à combustible 4. La turbomachine à gaz 3 comprend, dans ce cas, de préférence, une (ou plusieurs) entrée(s) d’eau 36 reliée(s) fluidiquement à la sortie d’eau 43 de la pile à combustible 4, de manière à humidifier le flux d’air principal A1 en amont de l’étage de compression 31. La température dans la chambre de combustion 32 est ainsi avantageusement abaissée. Dans une forme de réalisation, l’entrée d’eau 36 est positionnée en amont de l’étage de compression 31. Dans la forme de réalisation dans laquelle la pile à combustible 4 s’étend circonférentiellement en périphérie de la turbomachine à gaz 3 la sortie d’eau 43 de la pile à combustible 4 est reliée, de préférence, à l’entrée d’eau 36 de la turbomachine à gaz 3 par une canalisation d’eau radiale. Une canalisation radiale permet la circulation d’un flux d’eau direct entre l’étage de compression 31 et la pile à combustible 4, permettant de limiter les pertes dans des canalisations longues. Il va de soi que la pile à combustible 4 pourrait alternativement comprendre plusieurs sorties d’eau 43 et la turbomachine à gaz 3, plusieurs entrées d’eau 36, chaque entrée d’eau 36 de la turbomachine à gaz 3 étant reliée fluidiquement respectivement à une sortie d’eau 43 de la pile à combustible 4. Une telle forme de réalisation permet d’humidifier le flux d’air principal A1 en amont de la chambre de combustion 32. Pour permettre la mise en œuvre de la réaction d’oxydoréduction, comme décrit précédemment, la pile à combustible 4 est configurée pour être alimentée, d’une part, par un flux de carburant Q, et, d’autre part, par un flux d’air comprimé, ci après « flux d’alimentation FA ». En particulier, pour permettre l’alimentation en carburant Q, la pile à combustible 4 comprend une entrée de carburant 41 représentée sur la FIG. 2 . De préférence, le carburant Q est du dihydrogène. Dans cet exemple, le réservoir R de carburant Q est relié fluidiquement à la fois à la chambre de combustion 32 de la turbomachine 3 et à la pile à combustible 4 pour les alimenter en parallèle. Il va de soi que l’aéronef pourrait comprendre une pluralité de réservoirs R dédiés. Pour permettre l’alimentation de la pile à combustible 4 avec le flux d’air d’alimentation FA, cette dernière comprend une entrée d’air 42. Selon un aspect de l’invention, comme représenté sur les figures 1 et 2, l’ensemble propulsif 1 comprend un dispositif d’alimentation en air 5 de la pile à combustible 4, relié de préférence à l’entrée d’air 42. Le dispositif d’alimentation en air 5 est configuré pour alimenter la pile à combustible 4 avec le flux d’alimentation FA. Par souci de concision, le dispositif d’alimentation en air 5 sera désigné par la suite « dispositif d’alimentation 5 ». Dans cet exemple, le dispositif d’alimentation 5 est monté entre la turbomachine à gaz 3 et la pile à combustible 4. Autrement dit, le dispositif d’alimentation 5 est relié fluidiquement à la fois à la pile à combustible 4 et à la turbomachine à gaz 3, de préférence via la sortie d’air 35 qui permet le prélèvement du flux d’air auxiliaire A2 de l’étage de compression 31. Plus précisément, en référence aux figures 1 et 2, le dispositif d’alimentation 5 est configuré pour recevoir, d’une part, le flux d’air auxiliaire A2, correspondant à une partie du flux d’air comprimé A issu de l’étage de compression 31 de la turbomachine à gaz 3, et, d’autre part, un flux d’air extérieur B issu de l’environnement extérieur à la turbomachine à gaz 3. Autrement dit, le flux d’air extérieur B n’est pas issu de l’étage de compression 31 de la turbomachine à gaz 3, ce qui permet avantageusement de limiter le prélèvement dans l’étage de compression 31. Dans cet exemple, le flux d’air extérieur B est prélevé dans un flux d’air de ventilation qui circule dans une nacelle entourant la turbomachine à gaz 3. Le flux d’air extérieur B pourrait alternativement provenir d’un flux d’air sous un capot de la turbomachine à gaz 3 ou d’un dispositif de captage d’un flux d’air extérieur, par exemple de type écope, prise d’air statique ou dynamique. Pour permettre l’admission, dans le dispositif d’alimentation 5, du flux d’air auxiliaire A2 et du flux d’air extérieur B, celui-ci comprend, de préférence, une première entrée d’alimentation 51, reliée fluidiquement à la sortie d’air 35 de la turbomachine à gaz 3, par exemple par un premier canal d’alimentation 54 (représenté sur la FIG. 2 ), et une deuxième entrée d’alimentation 52, reliée fluidiquement à l’extérieur de la turbomachine à gaz 3 par un deuxième canal d’alimentation 55 (également représenté sur la FIG. 2 ). Le dispositif d’alimentation 5 comprend également une sortie d’alimentation 53, reliée fluidiquement à l’entrée d’air 42 de la pile à combustible 4 pour l’alimenter. Selon un aspect de l’invention, le dispositif d’alimentation 5 est configuré pour mélanger le flux d’air auxiliaire A2 et le flux d’air extérieur B, de manière à former le flux d’air d’alimentation FA comprimé pour alimenter la pile à combustible 4. Plus précisément, le dispositif d’alimentation 5 est configuré pour recevoir le flux d’air auxiliaire A2 et le flux d’air extérieur B et pour comprimer le flux d’air extérieur B à partir du flux d’air auxiliaire A2 qui a été préalablement comprimé dans l’étage de compression 31 de la turbomachine à gaz 3. En pratique, dans cet exemple, le flux d’air auxiliaire A2 issu de l’étage de compression 31 possède un premier niveau de compression, de préférence compris entre 3 et 20 kPa. Le flux d’air extérieur B étant de préférence un flux d’air non comprimé, par exemple un flux d’air ambiant, ce dernier possède un deuxième niveau de compression inférieur ou égal à la pression atmosphérique. Le flux d’air d’alimentation FA correspondant à un mélange entre le flux d’air auxiliaire A2 et le flux d’air extérieur B, possède un troisième niveau de compression, de préférence, compris entre 1 et 3 kPa. Autrement dit, le flux d’air d’alimentation FA est un flux d’air comprimé dont la pression est inférieure à la pression du flux d’air auxiliaire A2 issu de l’étage de compression 31 de la turbomachine 3, tout en étant supérieure à la pression atmosphérique. En pratique, le flux d’air d’alimentation FA est comprimé à un niveau compatible avec les niveaux attendus pour alimenter la pile à combustible 4. Dans cet exemple, le dispositif d’alimentation 5 est configuré pour former le flux d’air d’alimentation FA à partir d’une répartition entre le flux d’air auxiliaire A2 et le flux d’air extérieur B, dans laquelle la quantité de flux d’air extérieur B est comprise entre 50% et 150% de la quantité de flux d’air auxiliaire A2. Ainsi, seule une quantité limitée du flux d’air comprimé A dans l’étage de compression 31 de la turbomachine à gaz 3 est prélevé, ce qui permet de conserver un rendement optimal de la turbomachine à gaz 3. De manière préférée, le dispositif d’alimentation 5 est un dispositif passif, fonctionnant selon l’effet venturi. Un dispositif passif présente l’avantage de ne nécessiter aucune alimentation électrique par exemple, ce qui représente une économie d’énergie. De préférence, le dispositif d’alimentation 5 est un éjecteur. A cet effet, en référence à la FIG. 4 , le dispositif d’alimentation 5 comprend, de préférence, successivement de l’amont vers l’aval, une portion d’entrée 56 convergente, une portion intermédiaire 57 de section droite et une portion de sortie 58 divergente. La portion d’entrée 56 permet l’admission du flux d’air auxiliaire A2 et du flux d’air extérieur B et comporte, à ce titre, de préférence, la première entrée d’alimentation 51 du flux d’air auxiliaire A2 et la deuxième entrée d’alimentation 52 du flux d’air extérieur B. La portion d’entrée 56 est configurée pour mélanger le flux d’air auxiliaire A2 et le flux d’air extérieur B. En pratique, le flux d’air auxiliaire A2 est configuré pour être accéléré dans le dispositif de forme convergente-divergente, ce qui créé une baisse de pression dans la portion d’entrée 56, entrainant l’aspiration du flux d’air extérieur B. Le mélange des flux d’air A2, B est accéléré en sortie de la portion d’entrée 56 et aspiré dans la portion intermédiaire 57 pour être acheminé vers la portion de sortie 58. Cette dernière étant divergente de l’amont vers l’aval, elle remplit un rôle de diffuseur configurée pour convertir la vitesse du flux d’air d’alimentation FA en augmentation de sa pression. Un tel dispositif est connu de l’homme du métier et son fonctionnement ne sera pas décrit plus en détails dans ce document. Le dispositif d’alimentation 5 monté entre la turbomachine à gaz 3 et la pile à combustible 4 et formant le flux d’air d’alimentation FA à partir du flux d’air auxiliaire A2 et du flux d’air extérieur B permet avantageusement de limiter le flux d’air prélevé dans l’étage de compression 31 de la turbomachine à gaz 3, tout en permettant d’alimenter la pile à combustible 4 avec un flux d’air comprimé en s’affranchissant de l’utilisation d’un compresseur extérieur lourd et encombrant. La turbomachine à gaz 3 possède ainsi un rendement optimal tout en alimentant partiellement la pile à combustible 4 au moyen du flux d’air auxiliaire A2 comprimé qui permet d’élever la pression du flux d’air extérieur B pour permettre l’alimentation de la pile à combustible 4. Il va dorénavant être décrit un procédé d’utilisation d’un ensemble propulsif 1 tel que décrit précédemment, en référence à la FIG. 2 . Dans cet exemple, le dispositif d’alimentation 5 est un éjecteur. Le procédé comprend une première étape E1 d’introduction d’un flux d’air A dans la turbomachine à gaz 3. Le flux d’air A est ensuite comprimé, dans une étape E2, dans l’étage de compression 31 de la turbomachine à gaz 3 et divisé, dans une étape E3, en sortie de l’étage de compression 31, en un flux d’air principal A1 et un flux d’air auxiliaire A2. Dans une étape E4, le flux d’air auxiliaire A2 est ensuite acheminé, via la sortie d’air 35 de la turbomachine à gaz 3, vers la première entrée d’alimentation 51 du dispositif d’alimentation 5. Le flux d’air auxiliaire A2 entrant dans le dispositif d’alimentation 5 correspond alors à un flux d’air directement comprimé dans l’étage de compression 31 de la turbomachine à gaz 3, ce qui permet de s’affranchir de l’ajout d’un compresseur extérieur. Dans cette étape, le flux d’air principal A1 est acheminé en parallèle dans le canal d’entrée 34 vers la chambre de combustion 32, pour l’alimenter et entrainer la combustion du carburant et donc générer un flux d’air d’échappement AE pour entrainer l’étage de turbine 33 et ainsi l’arbre de propulsion 30 et l’organe propulsif 2. Dans cette même étape E4, un flux d’air extérieur B est introduit dans le dispositif d’alimentation 5 en parallèle du flux d’air auxiliaire A2, via la deuxième entrée d’alimentation 52. En pratique, le flux d’air auxiliaire A2 sous pression entrant dans le dispositif d’alimentation 5 aspire le flux d’air extérieur B par effet venturi. Dans une étape E5, le flux d’air extérieur B et le flux d’air auxiliaire A2 se mélangent dans le dispositif d’alimentation 5 pour former le flux d’air d’alimentation FA. Grâce au dispositif d’alimentation 5 et au mélange du flux d’air extérieur B et du flux d’air auxiliaire A2 issu de l’étage de compression 31 de la turbomachine à gaz 3, le flux d’air d’alimentation FA est un flux d’air comprimé permettant d’alimenter la pile à combustible 4. Le flux d’air d’alimentation FA est ensuite acheminé en sortie du dispositif d’alimentation en air 5, dans une étape E6, vers la pile à combustible 4 pour l'alimenter. Ensemble propulsif (1) pour aéronef s’étendant selon un axe longitudinal (X), l’ensemble propulsif (1) comprenant : une turbomachine à gaz (3) comprenant au moins un étage de compression (31), une chambre de combustion (32) et au moins un étage de turbine (33) de manière à alimenter la chambre de combustion (32) avec un flux d’air comprimé (A) issu de l’étage de compression (31), l’étage de turbine (33) étant entrainé par un flux d’air d’échappement (AE) issu de la chambre de combustion (32), le flux d’air comprimé (A) circulant d’amont en aval dans la turbomachine à gaz (3) selon l’axe longitudinal (X), et au moins une pile à combustible (4) configurée pour générer de l’énergie électrique (Elec) pour alimenter au moins une charge électrique de l’aéronef, la pile à combustible (4) étant alimentée par un flux d’air d’alimentation (FA), l’ensemble propulsif (1) étant caractérisé en ce qu’il comprend un dispositif d’alimentation en air (5) de la pile à combustible (4), le dispositif d’alimentation en air (5) étant configuré pour : recevoir, d’une part, une partie du flux d’air comprimé (A) issu de l’étage de compression (31) de la turbomachine à gaz (3), ci après « flux d’air auxiliaire (A2) », et, d’autre part, un flux d’air extérieur (B) issu de l’environnement extérieur à la turbomachine à gaz (3), et mélanger le flux d’air auxiliaire (A2) et le flux d’air extérieur (B), de manière à former un flux d’air d’alimentation (FA) comprimé pour alimenter la pile à combustible (4). Ensemble propulsif (1) selon la revendication 1, dans lequel le dispositif d’alimentation en air (5) est configuré pour entrainer le flux d’air extérieur (B) à partir du flux d’air auxiliaire (A2) reçu. Ensemble propulsif (1) selon la revendication 2, dans lequel le dispositif d’alimentation en air (5) est un dispositif passif à effet venturi, de préférence un éjecteur. Ensemble propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le flux d’air d’alimentation (FA) fourni par le dispositif d’alimentation (5) à la pile à combustible (4) comprend une répartition entre le flux d’air auxiliaire (A2) et le flux d’air extérieur (B) dans laquelle la quantité de flux d’air extérieur (B) est comprise entre 50% et 150% de la quantité de flux d’air auxiliaire (A2). Ensemble propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la turbomachine à gaz (3) est reliée fluidiquement au dispositif d’alimentation en air (5) en amont de la chambre de combustion (31). Ensemble propulsif (1) selon la revendication 5, dans lequel l’étage de compression (31) comprenant un compresseur basse pression (31B) et un compresseur haute pression (31H), la turbomachine à gaz (3) est reliée fluidiquement à la pile à combustible (4) entre le compresseur basse pression (31B) et le compresseur haute pression (31H). Ensemble propulsif (1) selon la revendication 5, dans lequel l’étage de compression (31) comprenant un compresseur basse pression (31B) et un compresseur haute pression (31H), la turbomachine à gaz (3) est reliée fluidiquement au dispositif d’alimentation en air (5) entre le compresseur haute pression (31H) et la chambre de combustion (32). Ensemble propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 7, dans lequel le flux d’air extérieur (B) est issu d’un flux d’air de ventilation d’un capot de la turbomachine à gaz, d’un flux d’air circulant dans une nacelle de la turbomachine à gaz (3) ou d’un dispositif de captage d’un flux d’air extérieur à la turbomachine à gaz (3). Ensemble propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 8, dans lequel la turbomachine à gaz (3) et la pile à combustible (4) sont concentriques, la pile à combustible (4) étant annulaire et s’étendant radialement extérieurement à la turbomachine à gaz (3). Ensemble propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 9, dans lequel la pile à combustible (4) comprenant au moins une sortie d’eau (43) configurée pour évacuer un flux d’eau (H2O) issu d’une réaction d’oxydoréduction de la pile à combustible (4), la turbomachine à gaz (3) comprend une entrée d’eau (36) reliée fluidiquement à la sortie d’eau (43) de la pile à combustible (4), de manière à humidifier le flux d’air comprimé (A). Système comprenant un ensemble propulsif selon l’une des revendications 1 à 10 et un réservoir de carburant (R), le réservoir de carburant (R) alimentant la turbomachine à gaz (3) et la pile à combustible (4). Aéronef comprenant au moins un ensemble propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 10. Procédé d’utilisation d’un ensemble propulsif (1) selon l’une des revendications 1 à 10, le procédé comprenant les étapes consistant à : comprimer (E2) un flux d’air (A) dans l’étage de compression (31) de la turbomachine à gaz (3), diviser (E3) le flux d’air comprimé (A) en un flux d’air principal (A1) destiné à alimenter la chambre de combustion (31) et un flux d’air auxiliaire (A2), acheminer (E4) le flux d’air auxiliaire (A2) vers le dispositif d’alimentation en air (5), mélanger (E5), dans le dispositif d’alimentation en air (5), le flux d’air auxiliaire (A2) avec un flux d’air extérieur (B) de manière à former un flux d’air d’alimentation (FA) comprimé, et acheminer (E6), en sortie du dispositif d’alimentation en air (5), le flux d’air d’alimentation (FA) vers la pile à combustible (4) pour l'alimenter.