FR 3110895 A1 20211203 FR 2005642 A 20200528 La présente invention concerne un système de propulsion hybride (1a) d’un aéronef, comprenant une turbomachine (2) et au moins un dispositif de propulsion (21, 31) de cet aéronef, entrainé en rotation par un moteur électrique (32), ce dernier étant alimenté en électricité par un générateur électrique (281, 291) entrainé en rotation par l’arbre rotatif (221, 222) de ladite turbomachine. Ce système est remarquable en ce que ladite turbomachine comprend une chambre de combustion (24) alimentée en carburant cryogénique, stocké à l’état liquide dans un réservoir de stockage (4) qui est raccordé à ladite chambre de combustion par au moins une canalisation d’alimentation en carburant cryogénique 41, 42, 43, 44, 45, 46, 47, 48, 49), et en ce que ledit système de propulsion (1a) comprend : -au moins un refroidisseur cryogénique (5, 6) d’un premier ou deuxième fluide de travail par ledit carburant cryogénique, monté sur ladite canalisation d’alimentation en carburant cryogénique, ce refroidisseur cryogénique étant configuré pour réchauffer le carburant cryogénique, avant son introduction dans la chambre de combustion et refroidir ledit premier ou deuxième fluide travail, ce dernier servant au refroidissement dudit générateur électrique et/ou dudit moteur électrique. Figure pour l’abrégé : Fig. 1 Système de propulsion hybride d’un aéronef DOMAINE DE L'INVENTION L'invention concerne un système de propulsion hybride d’un aéronef, tel un avion, un hélicoptère ou un aéronef à décollage et atterrissage verticaux (connu sous la dénomination anglais de "Vertical Takeoff and Landing VTOL) comprenant une turbomachine et au moins un dispositif de propulsion de cet aéronef, tel une hélice ou une soufflante, et dont ledit dispositif de propulsion est entrainé en rotation par un moteur électrique, ce dernier étant alimenté en électricité par un générateur électrique dont le rotor est entrainé en rotation directement ou indirectement par l’arbre rotatif de ladite turbomachine. ETAT DE LA TECHNIQUE La chambre de combustion d'une turbomachine d'aéronef est classiquement alimentée par du kérosène. Toutefois, afin de diversifier l'approvisionnement en énergie, de réduire les coûts de fonctionnement de cet aéronef et de réduire l'empreinte environnementale, il a été envisagé de remplacer le kérosène par un carburant de substitution. Le gaz naturel liquide s'est révélé un candidat viable, en raison de son énergie spécifique élevée, de son faible prix et de ses faibles émissions de particules de CO 2 /Nox et l’hydrogène en raison de ses émissions inexistantes de C0 2 et de ses faibles émissions de NOx. Toutefois, ces types de carburants cryogéniques doivent être stockés à une température cryogénique et à l'état liquide, pour éviter d'avoir des réservoirs de stockage de trop grand volume. De plus, ils doivent subir un changement de phase pour être amenés à l'état gazeux, ainsi qu’une augmentation de leur température, afin de pouvoir être injecté dans la chambre de combustion de la turbomachine, ce qui permet d’augmenter ainsi considérablement leur potentiel de dissipation de chaleur. Par ailleurs, on connaît déjà d'après le document GB 2 548 123, un système de propulsion hybride d'un aéronef combinant une turbomachine avec un dispositif de propulsion, tel qu'une hélice. Cette hélice est entraînée en rotation par un moteur électrique et ce dernier est alimenté en énergie électrique par un générateur électrique, dont le rotor est lui-même entraîné en rotation par ladite turbomachine. Un tel système de propulsion hybride permet de réaliser des économies potentielles du carburant alimentant ladite turbomachine dans certaines phases de fonctionnement de l'aéronef, par exemple lors de la phase de roulage au sol. Toutefois, il est nécessaire de refroidir le moteur électrique et le générateur électrique, particulièrement au décollage, afin que ces derniers puissent continuer à fonctionner correctement. A cette fin, le document GB 2 548 123 précité propose d'utiliser un réfrigérateur cryogénique du type machine de Brayton. Une telle machine fonctionne avec un fluide de travail qui est lui-même refroidi par un liquide cryogénique, par exemple du gaz naturel liquéfié. Toutefois, il serait souhaitable d’améliorer le rendement de ce système de propulsion hybride. En outre, il pourrait également être intéressant d’utiliser le carburant cryogénique dans la chambre de combustion non plus à l’état gazeux mais à l’état de fluide supercritique, ce qui n’est pas prévu dans l’état de la technique précité. Pour mémoire, on rappellera que le carburant atteint l’état de fluide supercritique lorsqu’il se trouve à une température supérieure à sa température critique et à une pression supérieure à sa pression critique. L'invention a donc pour but de proposer un système de propulsion hybride d'un aéronef, qui résolve les inconvénients précités de l'état de la technique. A cet effet, l’invention concerne un système de propulsion hybride d’un aéronef, tel un avion, un hélicoptère ou un aéronef à décollage et atterrissage verticaux comprenant une turbomachine et au moins un dispositif de propulsion de cet aéronef, tel une hélice ou une soufflante, et ledit dispositif de propulsion étant entrainé en rotation par un moteur électrique, ce dernier étant alimenté en électricité par un générateur électrique dont le rotor est entrainé en rotation par l’arbre rotatif de ladite turbomachine. Conformément à l’invention, ladite turbomachine comprend une chambre de combustion alimentée en carburant cryogénique, ce carburant cryogénique étant stocké à l’état liquide dans un réservoir de stockage, raccordé à ladite chambre de combustion par au moins une canalisation d’alimentation en carburant cryogénique, et ledit système de propulsion comprend au moins un refroidisseur cryogénique d’un premier ou d’un deuxième fluide de travail par ledit carburant cryogénique, ce refroidisseur cryogénique étant monté sur ladite canalisation d’alimentation en carburant cryogénique, ce refroidisseur cryogénique étant configuré pour assurer un échange thermique entre ledit carburant cryogénique et ledit premier ou ledit deuxième fluide de travail, de façon à réchauffer le carburant cryogénique et à l’amener de l’état liquide, à l’état supercritique ou gazeux, avant son introduction dans la chambre de combustion et à refroidir ledit premier ou ledit deuxième fluide travail, ce dernier servant au refroidissement dudit générateur électrique et/ou du moteur électrique. Grâce à la synergie entre l’emploi de carburant cryogénique pour alimenter la chambre de combustion de l’aéronef et l’utilisation de la cryogénie pour refroidir des composants électriques servant au système de puissance et de propulsion de l’aéronef, l'efficacité de l'ensemble de la chaîne de propulsion et d’énergie de l’aéronef est fortement augmentée. Selon d'autres caractéristiques avantageuses et non limitatives de l'invention, prises seules ou en combinaison : - ledit refroidisseur cryogénique premier fluide de travail/carburant cryogénique et/ou ledit refroidisseur cryogénique deuxième fluide de travail/carburant cryogénique est un réfrigérateur à tube pulsé. - ledit refroidisseur cryogénique premier fluide de travail/carburant cryogénique et/ou ledit refroidisseur cryogénique deuxième fluide de travail/carburant cryogénique est une machine de Stirling. - ledit dispositif de propulsion comprend au moins une hélice de propulsion de l’aéronef, entrainée en rotation par au moins un moteur électrique. - la turbomachine est un turboréacteur double corps double flux qui comprend d’amont en aval, une soufflante, un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression et une turbine basse pression, ladite turbine basse pression étant reliée audit compresseur basse pression par un arbre de rotation basse pression et ladite turbine haute pression étant reliée audit compresseur haute pression par un arbre de rotation haute pression, et ledit turboréacteur comprend un moteur électrique injectant de la puissance mécanique à ladite soufflante et un générateur électrique permettant de prélever de la puissance sur l’arbre de rotation basse pression et/ou l’arbre de rotation haute pression et de la transformer en électricité alimentant au moins l’un desdits moteurs électriques. - la turbomachine est un turboréacteur simple corps simple flux qui comprend d’amont en aval, un compresseur, une chambre de combustion et une turbine, ladite turbine étant reliée audit compresseur par un arbre de rotation et en ce que ledit turboréacteur comprend un générateur électrique permettant de prélever de la puissance sur ledit arbre de rotation et de la transformer en électricité alimentant ledit moteur électrique. - le système comprend un dispositif de stockage d’électricité, positionné entre l’un desdits générateurs électriques et l’un desdits moteurs électriques. - le système comprend un échangeur de chaleur additionnel disposé sur au moins l’une des canalisations d’alimentation, en aval dudit refroidisseur cryogénique et en amont de la chambre de combustion. - ledit générateur électrique et/ou ledit moteur électrique sont supraconducteurs. - ledit carburant cryogénique est du gaz naturel liquide ou de l’hydrogène liquide. L'invention concerne également un aéronef, tel qu’un avion, un hélicoptère ou un aéronef à décollage et atterrissage verticaux, équipé du système de propulsion hybride tel que précité. DESCRIPTION DES FIGURES D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : est un schéma représentant un premier mode de réalisation d’un système de propulsion hybride d’un aéronef conforme à l’invention. est un schéma représentant un deuxième mode de réalisation d’un système de propulsion hybride d’un aéronef conforme à l’invention. est un schéma représentant un troisième mode de réalisation d’un système de propulsion hybride d’un aéronef conforme à l’invention. est un schéma représentant un quatrième mode de réalisation d’un système de propulsion hybride d’un aéronef conforme à l’invention. est un schéma représentant un cinquième mode de réalisation d’un système de propulsion hybride d’un aéronef conforme à l’invention. est un schéma représentant un sixième mode de réalisation d’un système de propulsion hybride d’un aéronef conforme à l’invention. DESCRIPTION DETAILLEE DE L'INVENTION Un premier exemple de réalisation d'un système de propulsion hybride d'un aéronef, tel qu'un avion, conforme à l'invention et référencé 1a, va maintenant être décrit en liaison avec la figure 1. Sur cette figure, on peut voir que le système de propulsion hybride 1a de l’aéronef comprend une turbomachine 2 et au moins un dispositif de propulsion 3 de cet aéronef. Le dispositif de propulsion 3 comprend une hélice 31, entraînée en rotation par un moteur électrique 32. Dans l'exemple représenté ici, la turbomachine 2 est un turboréacteur double corps double flux à soufflante. Plus précisément, cette turbomachine 2 comprend, d'amont en aval dans le sens de l'écoulement des gaz, (c’est-à-dire de la gauche vers la droite sur la figure 1), une soufflante 21, un compresseur basse pression 22, un compresseur haute pression 23, une chambre de combustion 24, une turbine haute pression 25, une turbine basse pression 26 et enfin une tuyère primaire d'échappement 27. Le compresseur basse pression 22 et la turbine basse pression 26 sont reliés par un arbre basse pression 221 et forment ensemble un corps basse pression. Le compresseur haute pression 23 et la turbine haute pression 25 sont reliés par un arbre haute pression 222 et forment ensemble, avec la chambre de combustion 24, un corps haute pression. La soufflante 21, qui est entraînée soit directement, soit par l'intermédiaire d'un réducteur, par l'arbre basse pression 221, comprime l'air issu de la manche d'entrée d'air. Cet air se divise ensuite en aval de la soufflante 21, entre un flux d'air secondaire, qui est dirigé directement vers une tuyère secondaire (non représentée sur les figures), par laquelle il est éjecté pour participer à la poussée fournie par la turbomachine et donc à la propulsion de l'aéronef, et un flux d'air primaire, qui traverse les corps basse et haute pression précités, puis qui est éjecté dans la tuyère primaire 27. Les deux flux, primaire et secondaire, peuvent être mélangés ou non avant l'éjection. Un réservoir de stockage 4 permet de stocker le carburant cryogénique qui alimente la chambre de combustion 24 de la turbomachine. Ce carburant cryogénique, stocké à l'état liquide dans le réservoir 4, peut, par exemple, être du gaz naturel liquide ou de l'hydrogène liquide. Un ensemble 28 générateur électrique et/ou moteur électrique est intercalé entre le compresseur basse pression 22 et le compresseur haute pression 23. Plus précisément, cet ensemble 28 comprend un générateur électrique 281 et un moteur électrique 282. Le générateur électrique 281 (plus précisément son rotor) est entraîné en rotation par l'arbre haute pression 222, tandis que le moteur électrique 282 est couplé mécaniquement à l'arbre basse pression 221. Le générateur électrique 281 et le moteur électrique 282 peuvent éventuellement former un dispositif unique réversible. Le générateur électrique 281 prélève une certaine puissance sur l’arbre haute pression 222, de préférence une puissance excédentaire par rapport au besoin d’actionnement de la turbomachine, et l’envoie au moteur électrique 32, voire éventuellement en plus au moteur électrique 282 pour améliorer les performances de la turbomachine. En d’autres termes, l'électricité produite par le générateur électrique 281 sert à alimenter en électricité le moteur électrique 32 entraînant l'hélice 31 en rotation. Le câble électrique raccordant le générateur électrique 281 au moteur 32 porte la référence 283. Le courant électrique produit peut éventuellement être stocké temporairement dans un dispositif de stockage d'énergie électrique 284, facultatif, monté sur le câble 283. Le dispositif de stockage d'énergie électrique 284 peut par exemple être une batterie, une super capacité ou une pile à combustible. Bien que cela ne soit pas représenté sur les figures, il est également possible, sans sortir du cadre de l'invention, que le générateur électrique 281 soit entraîné en rotation par l'arbre basse pression 221, sur lequel il prélève une certaine puissance. Celle-ci peut alors être envoyée au moins en partie vers le moteur 32, comme décrit précédemment. Il est également possible de prévoir un ensemble 29 générateur électrique et/moteur électrique, entraîné par le corps haute pression. Plus précisément, cet ensemble 29 comprend un générateur électrique 291 et un moteur électrique 292. Comme décrit précédemment pour l’ensemble 28, le générateur électrique 291 et le moteur électrique 292 peuvent éventuellement former un dispositif unique réversible. La puissance mécanique est prélevée, au niveau du compresseur haute pression 23, au travers d'une prise de mouvement non représentée, montée sur l'arbre haute pression 222. Cette prise de mouvement est de préférence raccordée à un réducteur 293, qui permet de fournir une vitesse de rotation compatible avec le fonctionnement du générateur électrique 291 qu'il entraîne. Une partie ou la totalité de l'électricité produite par le générateur 291 alimente en électricité le moteur électrique 32 entraînant l'hélice 31 en rotation. Le câble électrique raccordant le générateur électrique 291 au moteur 32 porte la référence 295. Le courant électrique produit peut éventuellement être stocké temporairement dans un dispositif de stockage d'énergie électrique 294, facultatif, ponté sur le câble 295, et qui peut être par exemple une batterie, une super capacité ou une pile à combustible. Le moteur 292 permet d’entrainer le corps haute pression. Une injection de puissance, notamment sur l'arbre HP (Haute Pression), permet d'améliorer, tant la marge au pompage du compresseur BP (Basse Pression) que celle du compresseur HP. Cette marge, accessible pendant la mise en œuvre du dispositif, permet au turboréacteur de fonctionner en régime stabilisé avec des marges réduites et donc de profiter des meilleurs rendements du compresseur. Bien que cela ne soit pas représenté sur les figures, le générateur électrique 281 pourrait également recevoir la puissance mécanique prélevée au niveau de l'arbre haute pression 222 par l'intermédiaire d'un réducteur et inversement le générateur électrique 291 pourrait également être entraîné en rotation directement par l'arbre haute pression 222. Le système de propulsion hybride 1a comprend également un refroidisseur cryogénique 5 permettant de refroidir un premier fluide de travail, par le carburant cryogénique, stocké dans le réservoir 4. Ce premier fluide de travail permet de refroidir les ensembles générateur électrique et/ou moteur électrique 28 et 29. Ce premier fluide de travail est par exemple de l’azote, de l’hélium ou de l’hydrogène. Dans l'exemple de réalisation représenté sur la figure 1, ce refroidisseur cryogénique 5 est un refroidisseur à tube pulsé. Une structure possible de refroidisseur 5 et son fonctionnement sont décrits ci-après. Ce refroidisseur cryogénique 5 comprend une enceinte 51 (ou tube) qui se prolongea à l'une de ses extrémités par un tube capillaire 52 puis par un réservoir tampon 53. Un vérin 54 est disposé à l'autre extrémité du tube 51. Trois échangeurs de chaleur sont également disposés à l'intérieur du tube 51, à savoir successivement un premier échangeur 55, disposé à proximité du vérin 54, un troisième échangeur 57, disposé à proximité de l'extrémité du tube munie du tube capillaire 52 et un deuxième échangeur 56, disposé entre le premier et le troisième. Un régénérateur 58 est disposé entre le premier échangeur 55 et le deuxième 56. Un gaz, par exemple de l’hélium, est contenu dans le tube 51. Une série de canalisations permet de raccorder le réservoir de carburant cryogénique 4, à la chambre de combustion 24, au travers du refroidisseur cryogénique 5. Dans l'exemple de réalisation représentée sur la figure 1, ces canalisations comprennent une canalisation 41, qui raccorde le réservoir 4 à l'entrée du premier échangeur de chaleur 55. Une canalisation de dérivation 42 raccorde un point de piquage situé sur la canalisation 41 à l'entrée du troisième échangeur de chaleur 57. Une canalisation 43 raccorde la sortie du premier échangeur de chaleur 55 à la chambre de combustion 24, après un passage éventuel dans un échangeur de chaleur additionnel facultatif 7, qui sera décrit ultérieurement. Une canalisation 44 raccorde la sortie du troisième échangeur de chaleur 57 à la canalisation 43. Lorsque l'échangeur de chaleur additionnel 7 est présent, la canalisation qui le raccorde à la chambre de combustion 24 porte la référence 45. Par ailleurs, le premier fluide de travail circule dans différentes canalisations de fluide de travail qui vont maintenant être décrites. Une canalisation 501 raccorde la sortie du deuxième échangeur de chaleur 56 à l’entrée d’un échangeur de chaleur 280 entourant l'ensemble 28 générateur électrique et/ou moteur électrique. Une autre canalisation 502 raccorde la sortie de l’échangeur 280 à l'entrée du deuxième échangeur de chaleur 56. Une canalisation 503 raccorde un point du piquage situé sur la canalisation 501 à l’entrée d’un échangeur de chaleur 290 entourant l'ensemble 29 générateur électrique et/ou moteur électrique. Enfin, une canalisation 504 raccorde la sortie de l’échangeur 290 à un point du piquage situé sur la canalisation 502. On notera qu’au lieu de faire passer le premier fluide de travail dans l’échangeur de chaleur 280 ou 290, il est également possible de le faire passer directement autour du générateur électrique 281 ou du moteur électrique 282, respectivement du générateur électrique 291 ou du moteur électrique 292, ou de leurs bobinages ou de leurs éléments cryogéniques dans le cas où ces moteurs ou générateurs sont de type « supraconducteur ». Lorsque le vérin 54 se déplace (vers la gauche sur la figure 1) de façon à comprimer le gaz contenu dans le tube 51, ce gaz s’échauffe et transmet une partie de sa chaleur au carburant cryogénique circulant dans le premier échangeur 55, puis ce gaz traverse le régénérateur 58 où il se refroidit et transmet du froid au premier fluide de travail circulant dans le deuxième échangeur de chaleur 56. Ce gaz réchauffé après le passage dans l’échangeur 56 traverse ensuite le troisième échangeur de chaleur 57 et réchauffe le carburant cryogénique qui y circule. Ce gaz est ensuite stocké dans le réservoir tampon 53. Le vérin 54 est ensuite ramené à sa position d’origine, c’est-à-dire déplacé vers la droite de la figure 1, ce qui provoque la détente du gaz contenu dans le tube 51. Le gaz se trouvant dans le réservoir tampon 53 traverse le tube capillaire 52 de faible diamètre où il se réchauffe et fournit de la chaleur au carburant cryogénique circulant dans le troisième échangeur de chaleur 57. Ce gaz refroidi après le passage dans le troisième échangeur 57 fournit ensuite du froid au premier fluide de travail circulant dans le deuxième échangeur de chaleur 56. Ce gaz se réchauffe ensuite en traversant le régénérateur 58, puis fournit de la chaleur au carburant cryogénique circulant dans le premier échangeur 55. Un nouveau cycle de compression et détente du gaz réalisé par le vérin 54 recommence ensuite. Après son passage au travers du refroidisseur cryogénique 5, le carburant cryogénique est réchauffé. Il peut alors rester à l’état liquide tout en étant plus chaud que lorsqu’il sort du réservoir 4 ou bien il peut, en totalité ou en partie, soit passer à l’état supercritique, soit changer de phase pour devenir gazeux. Le carburant cryogénique peut ensuite être encore davantage réchauffé par son passage au travers de l’échangeur additionnel 7. Si le carburant cryogénique n’a pas totalement changé de phase, la partie liquide résiduelle de ce carburant est dirigée par une canalisation parallèle, (non représentée sur les figures) vers l’échangeur additionnel 7, pour y être amenée à l’état supercritique ou y changer de phase pour passer en phase gazeuse. Plus précisément, pour faire passer le carburant cryogénique à l’état supercritique dans le refroidisseur cryogénique 5 et/ou dans l’échangeur additionnel 7, il faut le réchauffer pour l’amener à une température supérieure à sa température critique. Toutefois, il faut également qu’il soit à une pression supérieure à sa pression critique. En conséquence, et si cela est nécessaire en fonction de la pression régnant dans le réservoir 4, il est possible de prévoir un compresseur de carburant cryogénique 40, disposé en sortie du réservoir 4, pour amener le carburant à une pression supérieure à sa pression critique, avant son introduction dans le refroidisseur cryogénique 5 et/ou dans l’échangeur additionnel 7. Ainsi le carburant cryogénique est injecté intégralement sous forme supercritique ou gazeuse dans la chambre de combustion 24. Par ailleurs, après son passage au travers du refroidisseur cryogénique 5, le premier fluide de travail est refroidi, il est alors envoyé aux échangeurs 280 et 290, afin de refroidir le générateur électrique et le moteur électrique qui se trouvent respectivement dans les ensembles 28 et 29. A la sortie de ces échangeurs 280 et 290, le premier fluide de travail, qui s’y est réchauffé, est de nouveau renvoyé vers le refroidisseur cryogénique 5, pour y être refroidi. Le cycle se répète. Dans l'exemple de réalisation ici représentée, les ensemble 28 et 29 sont montés en parallèle sur le circuit de circulation du premier fluide de travail. Ils pourraient également être montés en série en fonction de la configuration de l’aéronef. Par ailleurs, dans l'exemple de réalisation ici représenté, un unique refroidisseur cryogénique 5 permet de refroidir deux ensembles 28 et 29. Il serait également possible d'avoir un refroidisseur cryogénique pour chaque ensemble 28 et 29. Le système de propulsion hybride 1a comprend également un refroidisseur cryogénique 6 permettant de refroidir un deuxième fluide de travail par le carburant cryogénique, stocké dans le réservoir 4. Ce deuxième fluide de de travail permet de refroidir le moteur électrique 32 de l'hélice 31. Dans l'exemple de réalisation représenté sur la figure 1, ce refroidisseur cryogénique 6 est un refroidisseur à tube pulsé. Sa structure est identique à celle du refroidisseur cryogénique 5 et ne sera donc pas décrite en détail. Ce refroidisseur cryogénique 6 comprend ainsi un tube 61, un tube capillaire 62, un réservoir tampon 63, un vérin 64, trois échangeurs de chaleur, à savoir un premier échangeur 65, un deuxième échangeur 66 et un troisième échangeur de chaleur 67 et enfin un régénérateur 68. Le deuxième fluide de travail circule dans différentes canalisations qui vont maintenant être décrites. Ce deuxième fluide de travail peut être choisi parmi les mêmes fluides que ceux cités précédemment pour le premier fluide de travail. Une canalisation 601 raccorde la sortie du deuxième échangeur de chaleur 66 à l’entrée d’un échangeur de chaleur 320 entourant le moteur 32. Une autre canalisation 602 raccorde l’échangeur 320 à l'entrée du deuxième échangeur de chaleur 66. Au lieu de faire passer le deuxième fluide de travail dans l’échangeur 320, il est également possible de le faire passer directement autour du moteur 32 ou du bobinage de celui-ci ou de ses éléments cryogéniques, si ce moteur 32 est de type supraconducteur. Par ailleurs, une autre série de canalisations permet de raccorder le réservoir de carburant cryogénique 4 à la chambre de combustion 24, au travers du refroidisseur cryogénique 6. Dans l'exemple de réalisation représenté sur la figure 1, ces canalisations de circulation du carburant cryogénique comprennent une canalisation 46 qui raccorde le réservoir 4 (ou comme dans l'exemple représenté sur la figure 1 un point de piquage situé sur la canalisation 41), à l'entrée du troisième échangeur 67. Une canalisation 47 raccorde un point de piquage situé sur la canalisation 46 à l'entrée du premier échangeur de chaleur 65. Une canalisation 49 raccorde la sortie du troisième échangeur 67 à la chambre de combustion 24, après un passage dans l'échangeur 7, si celui-ci est présent. Une canalisation 48 raccorde la sortie du premier échangeur de chaleur 65 à un point de piquage situé sur la canalisation 49. Dans les différentes canalisations précitées, les flèches représentent le sens de circulation du fluide de travail ou du carburant à l'intérieur de celles-ci. Le fonctionnement du refroidisseur cryogénique 6 est similaire à celui du refroidisseur cryogénique 5 et ne sera donc pas écrit en détail. Le carburant cryogénique qui pénètre froid et liquide dans le premier échangeur de chaleur 65 et le troisième échangeur de chaleur 67 en ressort réchauffé, en ayant partiellement ou totalement changé de phase pour passer de l'état liquide, à l'état gazeux ou en étant passé à l’état supercritique, comme expliqué précédemment pour le refroidisseur cryogénique 5. Par ailleurs, le fluide de travail, qui sort réchauffé du moteur électrique 32 traverse le deuxième échangeur de chaleur 66 où il est refroidi avant d'être de nouveau renvoyé au moteur électrique 32 pour refroidir celui-ci. L'échangeur de chaleur additionnel 7 est par exemple un échangeur de chaleur carburant cryogénique/troisième fluide de travail, ce troisième fluide de travail pouvant être, par exemple, de l'huile utilisée dans les éléments mécaniques de la turbomachine, de l'air de refroidissement de la cabine de l'aéronef, de l’air de refroidissement des aubes ou disques de la turbine de la turbomachine 2 ou de l’air du compresseur (comme connu sous la terminologie anglaise de « intercooling »). Cet échangeur est par exemple un échangeur à plaques. Sur la figure 2, on peut voir un système de propulsion hybride, référencé 1b, qui diffère du système de propulsion 1a, par le fait qu'il ne comprend pas d'hélice 31, ni donc de moteur électrique 32 et qu'il ne pas comprend pas non plus de refroidisseur cryogénique 6. Pour le reste, les mêmes éléments que ceux du système 1a portent les mêmes références numériques. Dans ce cas, les générateurs électriques 281 et 291 permettent d'alimenter un moteur électrique 210 entraînant la soufflante 21, qui constitue ici le dispositif de propulsion entraîné. Sur la figure 3, on peut voir un système de propulsion hybride, référencé 1c, qui diffère du système de propulsion 1a, par le fait que la turbomachine référencée 2' est un turboréacteur à simple flux et simple corps, sans soufflante et qui comprend donc un unique compresseur 201, une turbine 202, raccordés entre eux par un arbre 203 et une chambre de combustion 204. Il n'y a qu'un seul ensemble générateur électrique/moteur électrique 29 et les canalisations 500 et 502 sont donc absentes. Les éléments identiques au système de propulsion hybride 1a portent les mêmes références numériques. Les figures 4, 5 et 6 représentent respectivement des systèmes de propulsion hybride référencés 1d, 1e et 1f. Ces systèmes de propulsion hybride 1d, 1e et 1f correspondent respectivement aux systèmes de propulsion hybride 1a, 1b et 1c, à l'exception du fait que les refroidisseurs cryogéniques 5 et 6 ne sont plus des refroidisseurs à tube pulsé, mais des refroidisseurs du type machine de Stirling, de préférence de type béta, référencés respectivement 8 et 9. Sur la figure 4, on peut voir que la machine de Stirling 8 permet de refroidir le premier fluide de travail par le carburant cryogénique stocké dans le réservoir 4. Ce premier fluide de travail permet de refroidir les ensembles générateurs électriques et/ou moteur électrique 28 et 29. La structure et le fonctionnement de la machine de Stirling 8 vont maintenant être décrits plus en détail. La machine 8 comprend un corps 81 à l'intérieur duquel un piston 82 peut se déplacer selon un mouvement de va-et-vient. Le corps 81 comprend également un premier échangeur de chaleur 83 disposé à proximité du piston 82 et un deuxième échangeur de chaleur 84 disposé à l'extrémité opposée du corps 81. Un régénérateur 85, mobile en translation à l'intérieur du corps 81, est disposé entre le premier échangeur 83 et le deuxième échangeur 84. Une série de canalisations d’alimentation permet de raccorder le réservoir de carburant cryogénique 4 à la chambre de combustion 24, au travers du refroidisseur cryogénique 8. Dans l'exemple de réalisation représenté sur la figure 4, ces canalisations comprennent une canalisation 410 qui raccorde le réservoir 4 à l'entrée du premier échangeur de chaleur 83 et une canalisation 411 qui raccorde la sortie du premier échangeur de chaleur 83 à la chambre de combustion 24, après un passage éventuel dans l'échangeur de chaleur additionnel 7. Par ailleurs, le premier fluide de travail circule dans différentes canalisations qui vont maintenant être décrites. Une canalisation 801 raccorde la sortie du deuxième échangeur de chaleur 84 à l'échangeur de chaleur 280 entourant l'ensemble 28 générateur électrique et/ou moteur électrique. Une autre canalisation 802 raccorde l'échangeur de chaleur 280 à l'entrée du deuxième échangeur de chaleur 84. Une canalisation 803 raccorde un point du piquage situé sur la canalisation 801, à l'échangeur de chaleur 290 entourant l'ensemble 29 générateur électrique et/ou moteur électrique. Enfin, une canalisation 804 raccorde l'échangeur de chaleur 290 à un point du piquage situé sur la canalisation 802. Lorsque le vérin 81 est déplacé en compression, il chauffe le gaz (par exemple de l'hélium) contenu dans le corps 81 et ce gaz transmet sa chaleur au carburant cryogénique circulant à l'intérieur du premier échangeur 83, ce qui a pour effet de réchauffer ce carburant. Le régénérateur 85 se déplace en direction du deuxième échangeur 84. À la fin de la phase de compression le gaz passe à travers le régénérateur 85 et sa température s'abaisse. Le gaz refroidi après son passage au travers du régénérateur 85 refroidit alors le premier fluide de travail traversant le deuxième échangeur 84. Le vérin 81 passe ensuite en phase d'expansion en étant déplacé de nouveau vers la droite sur la figure 4. Le gaz contenu dans le corps 81 se refroidit et continue de fournir du froid à l'échangeur 84. A la fin du cycle d'expansion, le gaz traverse de nouveau le régénérateur 85 en se réchauffant, ce qui a pour effet de déplacer le régénérateur 85 vers l'extrémité froide du corps (vers la gauche sur la figure 4). Le gaz réchauffé fournit de nouveau de la chaleur au carburant cryogénique circulant dans le premier échangeur 83. Le cycle peut ensuite être répété. La structure de la machine-de Stirling 9 est identique à celle de la machine de Stirling 8 et ne sera donc pas décrite plus en détail. Elle comprend un corps 91, la vérin 92, un premier échangeur de chaleur 93, un deuxième échangeur de chaleur 94 et un régénérateur 95, mobile en translation à l'intérieur du corps 91, et disposé entre le premier échangeur 93 et le deuxième 94. Une canalisation d’alimentation 412 raccorde le réservoir 4 (ou un point de piquage sur la canalisation 410, situé en aval du réservoir 4 et en amont du premier échangeur 83), au premier échangeur de chaleur 93. Comme pour la machine de Stirling 8, Le deuxième échangeur 94 permet de refroidir le deuxième fluide de travail pour l'amener au moteur 32 et refroidir celui-ci. Le premier échangeur de chaleur 93 permet de réchauffer le carburant cryogénique qui circule dans une canalisation d’alimentation 413 pour l'amener dans la chambre de combustion 24. Dans les deux machines de Stirling 8 et 9 précitées, le carburant cryogénique est réchauffé. Il peut en sortir en étant toujours à l’état liquide mais plus chaud ou en étant passé en partie ou totalement à l’état gazeux ou en étant passé en partie ou totalement à l’état supercritique. Comme expliqué précédemment pour les refroidisseurs cryogéniques 5 et 6, pour faire passer le carburant cryogénique à l’état supercritique, il est amené dans les machines Stirling 8 et 9, à une température supérieure à sa température critique. Si nécessaire, le compresseur de carburant cryogénique 40 précité est disposé en sortie du réservoir 4 pour amener le carburant à une pression supérieure à sa pression critique, avant son introduction dans l’une ou l’autre des deux machines de Stirling 8 et 9. Si le carburant cryogénique n’a pas totalement changé de phase, la partie liquide résiduelle de ce carburant est dirigée par une canalisation parallèle, (non représentée sur les figures) vers l’échangeur additionnel 7, pour y changer de phase ou y passer à l’état supercritique. Ainsi le carburant cryogénique est injecté intégralement sous forme gazeuse ou supercritique dans la chambre de combustion 24. Pour mémoire, on rappelle que le point critique de l’hydrogène est de 32K (moins 241,15°C) pour sa température critique et de 12, 8 bars (12,8.10 5 Pa) pour sa pression critique et que le point critique du gaz naturel est de 190 K (moins 83,15°C) pour sa température critique et de 46,8 bars (46,8.10 5 Pa) pour sa pression critique. Système de propulsion hybride (1a, 1b, 1c, 1d, 1e, 1f) d’un aéronef, tel un avion, un hélicoptère ou un aéronef à décollage et atterrissage verticaux comprenant une turbomachine (2, 2') et au moins un dispositif de propulsion (21, 31) de cet aéronef, tel une hélice ou une soufflante, et ledit dispositif de propulsion (21, 31) étant entrainé en rotation par un moteur électrique (210, 32), ce dernier étant alimenté en électricité par un générateur électrique (281, 291) dont le rotor est entrainé en rotation par l’arbre rotatif 221, 222) de ladite turbomachine (2, 2'), caractérisé en ce que ladite turbomachine (2, 2') comprend une chambre de combustion (24) alimentée en carburant cryogénique, ce carburant cryogénique étant stocké à l’état liquide dans un réservoir de stockage (4), raccordé à ladite chambre de combustion (24) par au moins une canalisation d’alimentation (41, 42, 43, 44, 45, 46, 47, 48, 49, 410, 411, 412, 413) en carburant cryogénique, en ce que ledit système de propulsion (1a, 1b, 1c, 1d, 1e, 1f) comprend : -au moins un refroidisseur cryogénique (5, 6, 8, 9) d’un premier ou d’un deuxième fluide de travail par ledit carburant cryogénique, ce refroidisseur cryogénique (5, 6, 8, 9) étant monté sur ladite canalisation d’alimentation (41, 42, 43, 44, 45, 46, 47, 48, 49, 410, 411, 412, 413)) en carburant cryogénique, ce refroidisseur cryogénique (5, 6, 8, 9) étant configuré pour assurer un échange thermique entre ledit carburant cryogénique et ledit premier ou ledit deuxième fluide de travail, de façon à réchauffer le carburant cryogénique et à l’amener de l’état liquide, à l’état supercritique ou gazeux, avant son introduction dans la chambre de combustion (24) et à refroidir ledit premier ou ledit deuxième fluide travail, ce dernier servant au refroidissement dudit générateur électrique (281, 291) et/ou du moteur électrique (210, 32). Système de propulsion hybride (1a, 1b, 1c, 1d, 1e, 1f) selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit refroidisseur cryogénique (5) premier fluide de travail/carburant cryogénique et/ou ledit refroidisseur cryogénique (6) deuxième fluide de travail/carburant cryogénique est un réfrigérateur à tube pulsé. Système de de propulsion hybride (1a, 1b, 1c, 1d, 1e, 1f) selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que ledit refroidisseur cryogénique (8) premier fluide de travail/carburant cryogénique et/ou ledit refroidisseur cryogénique (9) deuxième fluide de travail/carburant cryogénique est une machine de Stirling. Système de propulsion hybride (1a, 1b, 1c, 1d, 1e, 1f) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit dispositif de propulsion comprend au moins une hélice de propulsion (31) de l’aéronef, entrainée en rotation par au moins un moteur électrique (32). Système de propulsion hybride selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la turbomachine (2) est un turboréacteur double corps double flux qui comprend d’amont en aval, une soufflante (21), un compresseur basse pression (22), un compresseur haute pression (23), une chambre de combustion (24), une turbine haute pression (25) et une turbine basse pression (26), ladite turbine basse pression (26) étant reliée audit compresseur basse pression (22) par un arbre de rotation basse pression (221) et ladite turbine haute pression (26) étant reliée audit compresseur haute pression (22) par un arbre de rotation haute pression (222), et en ce que ledit turboréacteur comprend un moteur électrique (210) injectant de la puissance mécanique à ladite soufflante (21) et un générateur électrique (281, 291) permettant de prélever de la puissance sur l’arbre de rotation basse pression (221) et/ou l’arbre de rotation haute pression (222) et de la transformer en électricité alimentant au moins l’un desdits moteurs électriques(210, 32). Système de propulsion hybride (1a, 1b, 1c, 1d, 1e, 1f) selon la revendication 4, caractérisé en ce que la turbomachine (2') est un turboréacteur simple corps simple flux qui comprend d’amont en aval, un compresseur (201), une chambre de combustion (204) et une turbine (202), ladite turbine (202) étant reliée audit compresseur (201) par un arbre de rotation (203) et en ce que ledit turboréacteur comprend un générateur électrique (291) permettant de prélever de la puissance sur ledit arbre de rotation et de la transformer en électricité alimentant ledit moteur électrique (32). Système de propulsion hybride (1a, 1b, 1c, 1d, 1e, 1f) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend un dispositif de stockage d’électricité (284, 294), positionné entre l’un desdits générateurs électriques (281, 291) et l’un desdits moteurs électriques (210, 32). Système de propulsion hybride (1a,1b, 1c, 1d, 1e, 1f) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu’il comprend un échangeur de chaleur additionnel (7) disposé sur au moins l’une des canalisations d’alimentation, en aval dudit refroidisseur cryogénique (5, 5, 8, 9) et en amont de la chambre de combustion (24). Système de propulsion hybride (1a, 1b, 1c, 1d, 1e, 1f) selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit générateur électrique (281, 291) et/ou ledit moteur électrique (210, 32) sont supraconducteurs. Système de propulsion hybride (1a, 1b, 1c, 1d, 1e, 1f) selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que ledit carburant cryogénique est du gaz naturel liquide ou de l’hydrogène liquide. Aéronef, tel qu’un avion, un hélicoptère ou un aéronef à décollage et atterrissage verticaux, caractérisé en ce qu’il est équipé d’un système de propulsion hybride (1a, 1b, 1c, 1d, 1e, 1f) selon l’une quelconque des revendications précédentes.