FR 3136015 A1 20231201 FR 2205018 A 20220525 Une turbomachine de chauffage (1), pour un système de conditionnement de carburant (SC), comprenant : un compresseur (11) configuré pour être alimenté par un premier flux d’air (A1) ambiant, une chambre de combustion (2) configurée pour être alimentée par un flux d’air d’alimentation (A) et par un flux de carburant (Q2), la chambre de combustion (2) étant configurée pour évacuer un flux d’air d’échappement (AE), un circuit de fluide (CF) dans lequel circule un fluide caloporteur (F), et un échangeur thermique post-combustion (3), configuré pour prélever des calories dans le flux d’air d’échappement (AE) de manière à réchauffer le fluide caloporteur (F), la turbomachine de chauffage (1) est remarquable en ce qu’elle comporte au moins un collecteur (4) configuré pour mélanger le premier flux d’air (A1) ambiant issu du compresseur (11) et le deuxième flux d’air (A2) issu du moteur (M) afin de distribuer le flux d’air d’alimentation (A) à la chambre de combustion (2). Figure de l’abrégé : Figure 2 Turbomachine de chauffage pour un système de conditionnement de carburant configuré pour alimenter un moteur d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique La présente invention concerne le domaine des aéronefs comportant un ou plusieurs moteurs alimentés par du carburant stocké dans un réservoir cryogénique. Il est connu de stocker du carburant, en particulier de l’hydrogène, sous forme liquide pour limiter l’encombrement et la masse des réservoirs de l’aéronef. A titre d’exemple, l’hydrogène est stocké à une température de l’ordre de 20 à 22 Kelvins (- 253 à -251°C) dans un réservoir cryogénique de l’aéronef. Afin de pouvoir être injecté dans une chambre de combustion d’un moteur d’aéronef, le carburant doit être chauffé afin de permettre une combustion optimale. Plus précisément, il est nécessaire que le carburant initialement à l’état liquide soit chauffé pour être dans un état gazeux avant d’entrer dans la chambre de combustion. En pratique, l’étape de chauffage du carburant est énergivore et nécessite de prélever des calories sur des sources chaudes. Parmi les différentes technologies pour chauffer le carburant liquide, il est connu, en référence à la , de générer un flux d’air de chauffage AC au moyen d’une turbomachine de chauffage 102 alimentée, d’une part, par du carburant Q issu d’un réservoir cryogénique RC et, d’autre part, par un flux d’air A. Un échangeur de chaleur 101 permet avantageusement de transférer des calories du flux d’air de chauffage AC au flux de carburant liquide Q afin de le rendre gazeux. Il est ainsi apte à être consommé dans une chambre de combustion CC du moteur d’aéronef M. En pratique, il est complexe pour la turbomachine de chauffage 102 de générer une grande quantité de chaleur avec un bon rendement. En effet, par nature, une turbomachine est optimisée pour maximiser son énergie mécanique et limiter ses pertes thermiques. Dans les faits, l’énergie thermique générée est proportionnelle à l’énergie mécanique générée. Aussi, pour générer suffisamment d’énergie thermique pour chauffer le flux de carburant, il est nécessaire d’utiliser une turbomachine de taille importante qui génère une grande quantité d’énergie mécanique non désirée. L’invention vise ainsi à éliminer au moins certains de ces inconvénients en proposant une turbomachine qui permette de réaliser un chauffage optimal tout en ayant un encombrement faible et une masse réduite. L’invention vise également une turbomachine qui permet de faciliter la régulation du système de carburant. PRESENTATION DE L’INVENTION L’invention concerne une turbomachine de chauffage pour un système de conditionnement de carburant configuré pour alimenter un moteur d’aéronef à partir d’un flux de carburant issu d’un réservoir cryogénique, la turbomachine de chauffage comprenant : un compresseur configuré pour être alimenté par un premier flux d’air ambiant issu d’une entrée d’air, une turbine reliée au compresseur par un arbre de turbomachine, la turbine étant configurée pour entrainer le compresseur, une chambre de combustion configurée pour être alimentée, d’une part, par un flux d’air d’alimentation et, d’autre part, par un flux de carburant, la chambre de combustion étant configurée pour évacuer un flux d’air d’échappement chargé de calories et entrainer en rotation la turbine, un circuit de fluide dans lequel circule, d’amont en aval, un fluide caloporteur, et un échangeur thermique post-combustion, monté sur le circuit de fluide, configuré pour prélever des calories dans le flux d’air d’échappement entre la chambre de combustion et la turbine, de manière à réchauffer le fluide caloporteur. La turbomachine de chauffage est remarquable en ce qu’elle comporte au moins un collecteur, monté entre le compresseur et la chambre de combustion, configuré pour mélanger le premier flux d’air ambiant issu du compresseur et le deuxième flux d’air issu du moteur d’aéronef afin de former le flux d’air d’alimentation configuré pour alimenter la chambre de combustion. Le mélange entre un flux d’air ambiant et un flux d’air issu du moteur d’aéronef permet un flux d’air d’alimentation présentant un débit plus important, tout en limitant à la fois le débit du deuxième flux d’air issu du moteur d’aéronef et le débit du premier flux d’air ce qui permet l’utilisation d’un compresseur présentant des caractéristiques réduites par rapport au compresseur de l’art antérieur. La turbomachine de chauffage nécessite ainsi un compresseur moins cher, moins lourd et moins encombrant, permettant une turbomachine de chauffage dont l’encombrement et la masse sont également limités. De plus, grâce à l’invention, l’énergie thermique de la turbomachine est captée directement en sortie de la chambre de combustion avant qu’elle soit convertie en énergie mécanique par la turbine. Le rendement thermique de la turbomachine de chauffage est alors amélioré, ce qui est avantageux pour prélever des calories destinées au chauffage d’un flux de carburant issu d’un réservoir cryogénique. Dans une forme de réalisation, le fluide caloporteur est le flux de carburant issu du réservoir cryogénique. Autrement dit, le flux de carburant est utilisé directement comme fluide caloporteur dans la turbomachine de chauffage. Dans une forme de réalisation, la turbomachine de chauffage comprend au moins un échangeur thermique d’échappement, monté sur le circuit de fluide, configuré pour réchauffer le fluide caloporteur à partir de calories prélevées dans le flux d’air d’échappement en sortie de la turbine, l’échangeur thermique post-combustion étant monté en aval de l’échangeur thermique d’échappement dans le circuit de fluide. Le fluide caloporteur est ainsi chauffé progressivement avec des sources de plus en plus chaudes De manière préférée, le premier flux d’air présente en entrée du compresseur une température comprise entre -70 °C et 45 °C et une pression comprise entre 0,015 et 0,1 MPa (0,15 et 1 bar). Le premier flux d’air peut ainsi aisément être prélevé au niveau de toute entrée d’air ambiant de l’aéronef. Dans une forme de réalisation, le premier flux d’air présente en sortie du compresseur une température comprise entre 50 et 400 °C et une pression comprise entre 0,1 et 0,8 MPa (1 et 8 bar). Le compresseur peut ainsi présenter des performances limitées, ce qui limite sa masse et son encombrement dans la turbomachine de chauffage. De manière préférée, le deuxième flux d’air issu du moteur d’aéronef présente en entrée du collecteur une température comprise entre 50 et 400°C et une pression comprise entre 0,1 et 0,8 MPa (1 et 8 bar). Le deuxième flux d’air prélevé dans le moteur d’aéronef peut ainsi être mélangé au premier flux d’air pour former un flux d’air d’alimentation suffisamment chaud et présentant une pression suffisamment élevée pour brûler le carburant dans la chambre de combustion de la turbomachine de chauffage. Dans une forme de réalisation, le flux d’air d’alimentation présente en entrée de la chambre de combustion une température comprise entre 50 et 400 °C et une pression comprise entre 0,1 et 0,8 MPa (1 et 8 bar). Dans une forme de réalisation, le flux d’air d’échappement présente en sortie de la chambre de combustion une température comprise entre 300°C et 500°C et une pression comprise entre 0,1 et 0,8 MPa (1 et 8 bar). Dans une première forme de réalisation, le deuxième flux d’air est issu d’un compresseur basse pression du moteur d’aéronef, permettant de limiter la pression dans la turbomachine de chauffage et de limiter le coût énergétique du prélèvement. Dans une forme de réalisation, pour un moteur triple corps, le deuxième flux d’air est issu d’un compresseur intermédiaire du moteur d’aéronef. Dans une deuxième forme de réalisation, le deuxième flux d’air est issu d’un étage intermédiaire d’un compresseur haute pression du moteur d’aéronef. Ce mode de réalisation permet d’assurer un niveau de pression important dans la chambre de combustion de la turbomachine de chauffage et donc une meilleure combustion. Dans une forme de réalisation, dans laquelle le flux d’air d’échappement est acheminé à l’ambiant, la taille de la turbine est réduite car son rapport de pression est plus élevé. Alternativement, grâce au flux d’air issu d’un compresseur haute pression du moteur d’aéronef, le flux d’air d’échappement peut avantageusement être acheminé dans un flux secondaire du moteur d’aéronef puisque sa pression reste importante après sa détente dans la turbine. Dans une deuxième forme de réalisation, le deuxième flux d’air est issu d’un circuit d’alimentation de l’aéronef en air provenant du moteur d’aéronef. Dans ce cas, le circuit d’alimentation existant, il est alors simple de former une dérivation pour y prélever directement le deuxième flux d’air. De préférence, le moteur comprend un système d’air configuré pour mélanger un flux d’air issu d’un étage intermédiaire d’un compresseur haute pression du moteur d’aéronef et un flux d’air issu d’un compresseur basse pression du moteur d’aéronef. Dans une forme de réalisation, la turbomachine de chauffage comprend un échangeur de chaleur, monté entre le moteur d’aéronef et le collecteur, configuré pour réchauffer le deuxième flux d’air avec une source de chaleur issue du moteur d’aéronef, avant qu’il soit mélangé avec le premier flux d’air. De préférence, dans cette forme de réalisation, la turbomachine de chauffage comprend une vanne de distribution, configurée pour éjecter le deuxième flux d’air vers l’ambiant, de manière à contourner la chambre de combustion de la turbomachine de chauffage. Une telle forme de réalisation permet par exemple de refroidir une huile moteur même lorsque la chambre de combustion est désactivée. L’invention concerne également un système de conditionnement de carburant configuré pour alimenter un moteur d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique, le système de conditionnement comprenant : un circuit de carburant configuré pour relier le réservoir cryogénique au moteur d’aéronef, un flux de carburant circulant dans le circuit de carburant et une turbomachine de chauffage telle que décrite précédemment pour réchauffer le flux de carburant circulant dans le circuit de carburant à partir de calories prélevées dans le flux d’air d’échappement, la chambre de combustion étant alimentée par un flux de carburant issu du circuit de carburant et par un flux d’air d’alimentation issu du collecteur. Dans une forme de réalisation, le flux de carburant est configuré pour être réchauffé dans l’échangeur post-combustion directement par les calories prélevées dans le flux d’air d’échappement. Dans une forme de réalisation, le système de conditionnement comprend un échangeur de chaleur monté sur le circuit de carburant configuré pour réchauffer le flux de carburant à partir de calories prélevées dans le fluide caloporteur, le fluide caloporteur étant configuré pour être réchauffé dans l’échangeur post-combustion à partir des calories prélevées dans le flux d’air d’échappement. Selon un aspect, le flux de carburant est utilisé directement comme fluide caloporteur dans la turbomachine de chauffage. L’invention concerne également un ensemble comprenant un réservoir cryogénique, un moteur d’aéronef et un système de conditionnement de carburant, tel que présenté précédemment, reliant le réservoir cryogénique au moteur d’aéronef. L’invention porte également sur un procédé de chauffage d’un fluide caloporteur au moyen d’une turbomachine de chauffage telle que décrite précédemment, le fluide caloporteur circulant d’amont vers l’aval dans le circuit de fluide, le procédé comprenant les étapes consistant à : Alimenter le compresseur par un premier flux d’air ambiant, Mélanger dans le collecteur le premier flux d’air issu du compresseur et un deuxième flux d’air issu du moteur d’aéronef, de manière à former un flux d’air d’alimentation, Alimenter la chambre de combustion, d’une part, par le flux d’air d’alimentation et, d’autre part, par un flux de carburant, la chambre de combustion évacuant un flux d’air d’échappement chargé de calories afin d’entrainer en rotation la turbine, et Réchauffer le fluide caloporteur dans l’échangeur thermique post-combustion à partir de calories prélevées dans le flux d’air d’échappement en sortie de la chambre de combustion. PRESENTATION DES FIGURES L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée à titre d’exemple, et se référant aux figures suivantes, données à titre d’exemples non limitatifs, dans lesquelles des références identiques sont données à des objets semblables. La est une représentation schématique d’un système de conditionnement de carburant selon l’art antérieur. La est une représentation schématique d’un système de conditionnement de carburant selon une première forme de réalisation de l’invention. La est une représentation schématique d’un moteur d’aéronef. La est une représentation schématique d’un système de conditionnement de carburant selon une deuxième forme de réalisation de l’invention. La est une représentation schématique d’un système de conditionnement de carburant selon une troisième forme de réalisation de l’invention. La est une représentation schématique du fonctionnement de la turbomachine de chauffage du système de conditionnement de la . La est une représentation schématique d’un système de conditionnement de carburant selon une quatrième forme de réalisation de l’invention. Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en œuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant. Turbomachine de chauffage (1) pour un système de conditionnement de carburant (SC) configuré pour alimenter un moteur d’aéronef (M) à partir d’un flux de carburant (Q) issu d’un réservoir cryogénique (RC), la turbomachine de chauffage (1) comprenant : un compresseur (11) configuré pour être alimenté par un premier flux d’air (A1) ambiant issu d’une entrée d’air (EA), une turbine (12) reliée au compresseur (11) par un arbre de turbomachine (13), la turbine (12) étant configurée pour entrainer le compresseur (11), une chambre de combustion (2) configurée pour être alimentée, d’une part, par un flux d’air d’alimentation (A) et, d’autre part, par un flux de carburant (Q2), la chambre de combustion (2) étant configurée pour évacuer un flux d’air d’échappement (AE) chargé de calories et entrainer en rotation la turbine (12), un circuit de fluide (CF) dans lequel circule, d’amont en aval, un fluide caloporteur (F) et un échangeur thermique post-combustion (3), monté sur le circuit de fluide (CF), configuré pour prélever des calories dans le flux d’air d’échappement (AE) entre la chambre de combustion (2) et la turbine (12), de manière à réchauffer le fluide caloporteur (F), turbomachine de chauffage (1) caractérisée par le fait qu’elle comporte au moins un collecteur (4), monté entre le compresseur (11) et la chambre de combustion (2), configuré pour mélanger le premier flux d’air (A1) ambiant issu du compresseur (11) et le deuxième flux d’air (A2) issu du moteur d’aéronef (M) afin de distribuer le flux d’air d’alimentation (A) à la chambre de combustion (2). Turbomachine de chauffage (1) selon la revendication 1, dans lequel le fluide caloporteur (F) est le flux de carburant (Q) issu du réservoir cryogénique (RC). Turbomachine de chauffage (1) selon l’une des revendications 1 et 2, dans lequel le premier flux d’air (A1) présente en entrée du compresseur (11) une température (T1) comprise entre -70 °C et 45 °C et une pression (P1) comprise entre 0,015 et 0,1 MPa (0,15 et 1 bar). Turbomachine de chauffage (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le deuxième flux d’air (A2) issu du moteur d’aéronef (M) présente en entrée du collecteur (4) une température (T2) comprise entre 50 et 400 °C et une pression (P2) comprise entre 0,1 et 0,8 MPa (entre 1 et 8 bar). Turbomachine de chauffage (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans laquelle le deuxième flux d’air (A2) est issu d’un compresseur basse pression du moteur d’aéronef (M). Turbomachine de chauffage (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle le deuxième flux d’air (A2) est issu d’un étage intermédiaire d’un compresseur haute pression du moteur d’aéronef (M). Turbomachine de chauffage (1) selon l’une des revendications 1 à 6, dans laquelle le deuxième flux d’air (A2) est issu du circuit d’alimentation de l’aéronef en air du moteur d’aéronef (M). Turbomachine de chauffage (1) selon l’une des revendications 1 à 7, comprenant un échangeur de chaleur (33), monté entre le moteur d’aéronef (M) et le collecteur (4), configuré pour réchauffer le deuxième flux d’air (A2) avec une source de chaleur issue du moteur d’aéronef (M), avant qu’il soit mélangé avec le premier flux d’air (A1). Système de conditionnement de carburant (SC) configuré pour alimenter un moteur d’aéronef (M) d’aéronef à partir de carburant (Q) issu d’un réservoir cryogénique (RC), le système de conditionnement (SC) comprenant : un circuit de carburant (CQ) configuré pour relier le réservoir cryogénique (RC) au moteur d’aéronef (M) d’aéronef, un flux de carburant (Q) circulant dans le circuit de carburant (CQ) et une turbomachine de chauffage (1) selon l’une des revendications 1 à 8 pour réchauffer le flux de carburant (Q) circulant dans le circuit de carburant (CQ) à partir de calories prélevées dans le flux d’air d’échappement (AE), la chambre de combustion (2) étant alimentée par un flux de carburant (Q2) issu du circuit de carburant (CQ) et par un flux d’air d’alimentation (A) issu du collecteur (4). Système de conditionnement de carburant (SC) selon la revendication 9, dans lequel le flux de carburant (Q) est configuré pour être réchauffé dans l’échangeur post-combustion (3) directement par les calories prélevées dans le flux d’air d’échappement (AE). Système de conditionnement de carburant (SC) selon la revendication 9, comprenant un échangeur de chaleur (32) monté sur le circuit de carburant (CQ) configuré pour réchauffer le flux de carburant (Q) à partir de calories prélevées dans le fluide caloporteur (F), le fluide caloporteur (F) étant configuré pour être réchauffé dans l’échangeur post-combustion (3) à partir des calories prélevées dans le flux d’air d’échappement (AE). Procédé de chauffage d’un fluide caloporteur (F) au moyen d’une turbomachine de chauffage (2) selon l’une des revendications 1 à 8, le fluide caloporteur (F) circulant d’amont vers l’aval dans le circuit de fluide (CF), le procédé comprenant les étapes consistant à : Alimenter le compresseur (11) par un premier flux d’air (A1) ambiant, Mélanger dans le collecteur (4) le premier flux d’air (A1) issu du compresseur (11) et un deuxième flux d’air (A2) issu du moteur d’aéronef (M), de manière à former un flux d’air d’alimentation (A), Alimenter la chambre de combustion (2), d’une part, par le flux d’air d’alimentation (A) et, d’autre part, par un flux de carburant (Q2), la chambre de combustion (2) évacuant un flux d’air d’échappement (AE) chargé de calories afin d’entrainer en rotation la turbine (12), et Réchauffer le fluide caloporteur (F) dans l’échangeur thermique post-combustion (3) à partir de calories prélevées dans le flux d’air d’échappement (AE) en sortie de la chambre de combustion (2).