FR 3153332 A1 20250328 FR 2310072 A 20230922 Un système de conditionnement (SC) de carburant configuré pour alimenter un système de propulsion d’un aéronef à partir de carburant (Q) issu d’un réservoir cryogénique (R), le système de conditionnement (SC) comprenant une pluralité de modules de compression (2A-2C) configurés pour augmenter la température du carburant (Q) dans un réservoir élémentaire (3A-3C) de manière isochore, et un réservoir doseur (5) possédant un volume calibré (VOLc) fixe ; chaque module de compression (2A-2C) comprenant une vanne d’entrée (V1A-V1C) pour alimenter le réservoir élémentaire (3A-3C) avec un volume de carburant (Q) correspondant au volume calibré (VOLc) du réservoir doseur (5), une vanne de sortie (V2A-V2C) et une vanne de dégazage (V3A-V3C) reliant le réservoir élémentaire (3A-3C) au réservoir doseur (5) par un circuit de retour (CR) dans lequel circule un flux gazeux (G), pour alimenter le réservoir élémentaire (3A-3C) avec un flux de carburant (Q) ayant une pression de distribution augmentée. Figure de l’abrégé : Figure 3 Système de conditionnement de carburant pour alimenter un système de propulsion d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique et procédé associé La présente invention concerne le domaine des aéronefs comportant des systèmes de propulsion alimentés par du carburant stocké dans un réservoir cryogénique. 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 les systèmes de propulsion 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, le carburant est stocké à une température de l’ordre de -253 à -251°C (20 à 22 Kelvins) dans un réservoir cryogénique de l’aéronef. Afin de pouvoir être injecté dans la chambre de combustion d’une turbomachine par exemple, le carburant doit être conditionné, c’est-à-dire pressurisé et chauffé, afin de permettre une combustion optimale. Un conditionnement est par exemple nécessaire pour réduire le risque de givrage/solidification de la vapeur d’eau contenue dans l’air qui circule dans la turbomachine, en particulier, au niveau des injecteurs de carburant. En référence à la FIG. 1 , il est représenté un système de conditionnement SCAA selon l’art antérieur comprenant un circuit de carburant 101 relié en entrée à un réservoir cryogénique R et en sortie à la chambre de combustion CC d’un turbomoteur M. Un flux de carburant Q circule d’amont en aval dans le circuit de carburant 101 et traverse successivement une pompe mécanique 102 et un module de chauffage 103. La pompe mécanique 102 est configurée pour faire circuler le flux de carburant Q dans le circuit de carburant 101. Le module de chauffage 103 est configuré pour apporter des calories au flux de carburant Q afin de le réchauffer pour qu’il puisse être injecté dans la turbomachine M. En pratique, pour réaliser le pompage, une pompe mécanique 102 de type volumétrique ou centrifuge, aussi appelée pompe haute pression, est généralement utilisée. Une telle pompe mécanique 102 présente de nombreux inconvénients sur le plan de l’étanchéité, de la lubrification et du rendement. Une pompe mécanique 102 requiert notamment une énergie importante pour pouvoir assurer la compression. A ce jour, les pompes mécaniques 102 pouvant être utilisées avec des réservoirs cryogéniques ne permettent pas de fonctionner sur une large gamme de débit/pression pour un rendement élevé. Aussi, en pratique, il est nécessaire d’utiliser une pompe mécanique 102 dont le point de fonctionnement n’est pas optimal et qui requiert de s’éloigner de la plage d’utilisation conseillée de ladite pompe mécanique 102, ce qui augmente les contraintes appliquées à la pompe mécanique 102 et réduit son rendement. Une telle pompe mécanique 102 ne peut ainsi pas adapter son débit de manière optimale en fonction des besoins du turbomoteur. En pratique, chaque pompe fonctionne pour un point de fonctionnement précis et les conditions se dégradent lorsque l’on s’en éloigne, ce qui entraine une baisse de rendement. Pour s’affranchir de l’utilisation d’une pompe mécanique, on connait du document WO2022263307, un système de conditionnement SCAA, représenté sur la FIG. 2 , qui comprend un premier réservoir R1 de carburant Q cryogénique et un deuxième réservoir R2 tampon de carburant Q dont la pression et la température sont proches des conditions d’injection dans la turbomachine M. Le système de conditionnement SCAA comprend également une pluralité de réservoirs élémentaires REA-RED, montés entre le réservoir cryogénique R1 et le réservoir tampon R2, dans lesquels le carburant Q est chauffé au moyen de différentes sources de chaleur élémentaires, qui sont configurées pour augmenter la température du carburant Q dans le réservoir élémentaire REA-RED de manière isochore. La compression est ainsi réalisée de manière isochore et non de manière mécanique, ce qui permet d’éliminer les inconvénients relatifs à une pompe mécanique. Cependant, pour réaliser une compression isochore, il est nécessaire que la quantité de carburant injectée dans un réservoir élémentaire soit précise pour s’assurer d’atteindre un couple pression / température attendu en sortie du réservoir élémentaire. En effet, un volume trop faible de carburant liquide, c’est-à-dire une quantité insuffisante de carburant injectée, peut entrainer, pour une température cible, une compression à une pression inférieure à la valeur de pression attendue. De même, un volume trop faible de carburant liquide peut entrainer, pour une pression cible, une compression à une température supérieure à la valeur de température attendue. De manière analogue, un volume trop important de carburant peut entrainer, pour une température cible, une compression à une pression supérieure à la valeur de pression attendue, ou, pour une pression cible, une compression à une température inférieure à la valeur de température attendue. Cela peut présenter un inconvénient important dans un système de conditionnement d’un aéronef dans lequel la pression et température du carburant doivent être calibrées de manière précise pour atteindre des niveaux de puissance attendus dans la turbomachine pour permettre un fonctionnement optimal. De plus, dans un tel système de conditionnement, l’injection d’hydrogène liquide froid dans un réservoir élémentaire chaud peut entrainer une vaporisation instantanée du carburant qui peut entrainer la formation d’un bouchon de vapeur à l’entrée du réservoir. Un tel phénomène est connu de l’homme du métier sous l’appellation « vapor-lock ». La formation d’un bouchon de vapeur bloque la circulation du carburant dans le circuit de carburant, ce qui peut entrainer un dysfonctionnement. L’invention vise ainsi à éliminer au moins certains de ces inconvénients en proposant un nouveau système de conditionnement de carburant permettant une compression et un chauffage avec un meilleur rendement et une plus grande fiabilité. PRESENTATION DE L’INVENTION L’invention concerne un système de conditionnement de carburant configuré pour alimenter un système de propulsion d’un aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique, le système de conditionnement comprenant : un circuit de carburant relié en entrée au réservoir cryogénique et en sortie au système de propulsion, un flux de carburant circulant d’amont en aval dans le circuit de carburant, une pluralité de modules de compression, montés sur le circuit de carburant, configurés pour alimenter le système de propulsion, chaque module de compression comprenant un réservoir élémentaire possédant un volume fixe et une source de chaleur élémentaire configurée pour augmenter la température du carburant dans le réservoir élémentaire de manière isochore, et un réservoir doseur monté sur le circuit de carburant entre le réservoir cryogénique et la pluralité de modules de compression, le réservoir doseur possédant un volume calibré fixe, chaque module de compression comprenant : une vanne d’entrée reliant le réservoir doseur au réservoir élémentaire, de manière à alimenter le réservoir élémentaire avec un volume de carburant correspondant au volume calibré fixe du réservoir doseur, une vanne de sortie reliant le réservoir élémentaire au système de propulsion pour l’alimenter, et une vanne de dégazage reliant le réservoir élémentaire au réservoir doseur par un circuit de retour dans lequel circule un flux gazeux, de manière à augmenter la pression du carburant dans le réservoir doseur et ainsi alimenter le réservoir élémentaire avec un flux de carburant ayant une pression de distribution augmentée. Le système de conditionnement selon l’invention permet, grâce au réservoir doseur d’alimenter chaque réservoir élémentaire avec une quantité de carburant prédéterminée, ce qui permet de s’assurer que le carburant atteigne en sortie de chaque module de compression un couple pression et température prédéterminé et optimal pour permettre son injection dans le système de propulsion. Le circuit retour permet en outre d’injecter du flux gazeux dans le réservoir doseur dont la pression intérieure est augmentée, ce qui permet d’élever légèrement la pression du flux de carburant qui va être introduit dans chaque réservoir élémentaire. Le flux de carburant liquide est avantageusement poussé par le flux gazeux, ce qui permet de s’affranchir de l’utilisation d’une pompe mécanique pour acheminer le flux de carburant depuis le réservoir doseur vers les modules de compression. Du fait de l’élévation de la pression du flux de carburant, le débit dans le circuit de carburant est également augmenté, ce qui permet d’éviter qu’un risque de vaporisation rapide forme un bouchon qui pourrait bloquer l’entrée du réservoir élémentaire. De plus, l’injection de carburant dans un premier réservoir élémentaire est réalisée grâce à la pression résiduelle de fin de cycle d’un deuxième réservoir élémentaire, ce qui permet conjointement d’élever la pression dans le réservoir doseur et d’abaisser la pression dans le deuxième réservoir doseur, permettant également d’abaisser sa température, en vue d’un prochain remplissage. Le circuit retour couplé au réservoir doseur permet d’augmenter la pression du flux de carburant uniquement dans le réservoir doseur et non dans le réservoir cryogénique principal, dont les dimensions sont plus importantes, ce qui est plus simple et moins contraignant. Les modules de compression permettent de chauffer le carburant dans chaque réservoir élémentaire de manière isochore, ce qui permet d’élever la pression du carburant. Le système de conditionnement est ainsi avantageusement exempt de pompe mécanique haute pression, inadaptée pour la circulation d’un carburant cryogénique, pour faire circuler le flux de carburant dans le circuit de carburant. De préférence, chaque source de chaleur élémentaire fournit des calories issues du turbomoteur et/ou de l’aéronef. Ainsi, l’énergie apportée provient de sources de chaleur disponibles et n’est pas générée uniquement pour la compression isochore, ce qui améliore le bilan énergétique. Dans une première forme de réalisation, le système de propulsion est une turbomachine d’aéronef. Dans une deuxième forme de réalisation, le système de propulsion est une pile à combustible. Dans une forme de réalisation préférée, le système de conditionnement comprend au moins un premier échangeur de chaleur configuré pour prélever des calories au flux gazeux circulant dans le circuit de retour et les transmettre au flux de carburant, de manière à le préchauffer. Le flux de carburant liquide est ainsi avantageusement chauffé avant d’entrer dans le réservoir élémentaire, ce qui permet de limiter le chauffage isochore dans les modules de compression. La température du flux gazeux est également avantageusement abaissée avant d’être injecté dans le réservoir doseur, dans lequel le carburant est à l’état cryogénique. De manière préférée, la pluralité de modules de compression comprend au moins trois modules de compression montés en parallèle et configurés pour fonctionner de manière déphasée. Chaque module de compression peut ainsi utiliser de manière indépendante diverses sources de chaleur élémentaires. De plus, un fonctionnement de manière déphasée permet d’alimenter la turbomachine en continue avec des flux de carburant successifs issus des différents réservoirs élémentaires. De manière préférée, tous les modules de compression sont identiques, permettant une compression et un chauffage identique dans chaque module de compression. Le flux de carburant est ainsi dans des conditions similaires en sortie de chaque réservoir élémentaire. Dans une forme de réalisation, le système de conditionnement comprend un réservoir tampon monté entre la pluralité de modules de compression et la turbomachine, le réservoir tampon étant configuré pour fournir un flux de carburant homogène à la turbomachine. L’utilisation d’un réservoir tampon permet d’apporter de la flexibilité pour la turbomachine qui dispose en permanence de carburant à une température et à une pression proches des conditions optimales d’injection. Le réservoir tampon permet en outre d’être rempli de manière progressive au cours du temps suite à la compression isochore. Dans une forme de réalisation, le système de conditionnement comprend un deuxième échangeur de chaleur monté entre la pluralité de modules de compression et la turbomachine, le deuxième échangeur de chaleur étant configuré pour prélever des calories à une source de chaleur et les transmettre au flux de carburant avant d’alimenter la turbomachine. Le deuxième échangeur permet ainsi d’apporter un complément d’énergie thermique qui permet de régler de manière précise la température du flux de carburant avant son injection dans la turbomachine. De préférence, le système de conditionnement comprend au moins une pompe mécanique d’appoint montée sur le circuit de carburant en amont du réservoir doseur. Une telle pompe permet d’adapter l’état thermodynamique du flux de carburant à l’entrée du réservoir doseur. L’invention concerne également un aéronef comprenant un réservoir cryogénique, une turbomachine et un système de conditionnement tel que décrit précédemment, reliant fluidiquement le réservoir cryogénique et la turbomachine de manière à l’alimenter. L’invention porte enfin sur un procédé de conditionnement d’un carburant configuré pour alimenter une turbomachine d’aéronef, le carburant étant issu d’un réservoir cryogénique, le procédé étant mis en œuvre au moyen d’un système de conditionnement tel que décrit précédemment et comprenant les étapes consistant à : remplir le réservoir doseur avec un volume calibré de carburant issu du réservoir cryogénique, alimenter l’un des réservoirs élémentaires avec le volume calibré de carburant, et comprimer le volume calibré de carburant dans le réservoir élémentaire de manière isochore, de manière à atteindre une pression prédéterminée. De manière préférée, le procédé de conditionnement comprend une étape consistant à acheminer un flux gazeux depuis l’un des réservoirs élémentaires jusqu’au réservoir doseur, de manière à augmenter la pression dans le réservoir doseur et à permettre l’alimentation d’un autre réservoir élémentaire avec un flux de carburant ayant une pression de distribution augmentée. 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 premier système de conditionnement selon l’art antérieur. La FIG. 2 est une représentation schématique d’un deuxième système de conditionnement selon l’art antérieur. La FIG. 3 est une représentation schématique d’un système de conditionnement selon une première forme de réalisation de l’invention. La FIG. 4 est une représentation schématique d’un système de conditionnement selon une deuxième forme de réalisation de l’invention. La FIG. 5 est une représentation schématique d’une première étape du procédé de conditionnement selon un mode de mise en œuvre de l’invention. La FIG. 6 est une représentation schématique d’une deuxième étape du procédé de conditionnement selon un mode de mise en œuvre de l’invention. La FIG. 7 est une représentation schématique d’une troisième étape du procédé de conditionnement selon un mode de mise en œuvre de l’invention. La FIG. 8 est une représentation schématique d’une quatrième étape du procédé de conditionnement selon un mode de mise en œuvre de l’invention. La FIG. 9 est une représentation schématique d’une cinquième étape du procédé de conditionnement selon un mode de mise en œuvre 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. DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION En référence à la FIG. 3 , il est représenté un système de conditionnement SC de carburant Q configuré pour alimenter un système de propulsion d’aéronef à partir de carburant Q issu d’un réservoir cryogénique R. Dans cet exemple, le système de propulsion est une turbomachine M d’aéronef. La turbomachine M est configurée pour assurer la propulsion de l’aéronef, notamment, par entrainement d’au moins un organe propulsif (non représenté). Il va de soi que l'invention s’applique également à d’autres systèmes de propulsion d’aéronef, par exemple une pile à combustible. Dans cet exemple, le carburant Q est de l’hydrogène liquide mais l’invention s’applique à d’autres types de carburant, par exemple, du méthane liquide ou du gaz naturel liquéfié. Dans cet exemple, le carburant Q dans le réservoir cryogénique R est stocké à une température de l’ordre de -253 à -251°C (20 à 22 Kelvins). A cette température, le carburant Q est liquide. Le carburant Q possède également dans le réservoir cryogénique R une pression initiale Pinit, de préférence comprise entre 2,5 et 4 x 10 5 Pa. Le système de conditionnement SC selon l’invention comprend un circuit de carburant 1 (en trait continu sur les figures) relié en entrée au réservoir cryogénique R et en sortie au système de propulsion, dans cet exemple la turbomachine M. Un flux de carburant Q circule d’amont en aval dans le circuit de carburant 1 afin de monter en pression et en température pour pouvoir être injecté dans la chambre de combustion de la turbomachine M sans risque de givrer des injecteurs de carburant. Par la suite les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport au sens de circulation du flux de carburant Q d’amont en aval. Afin de permettre la montée en pression et en température, le système de conditionnement SC selon l’invention comprend une pluralité de modules de compression 2A- 2C montés sur le circuit de carburant 1 et configurés pour alimenter la turbomachine M avec un flux de carburant Q comprimé. En pratique, le flux de carburant Q est configuré pour être, en sortie des modules de compression 2A-2C, à une pression correspondant à une pression maximale Pmax de compression dans les modules de compression 2A-2C, la pression maximale Pmax étant supérieure à la pression initiale Pinit. La pression maximale Pmax permet l’alimentation de la turbomachine M. Plus précisément, en sortie des modules de compression 2A-2C, la pression du flux de carburant Q est configurée pour être comprise entre une pression de fin de cycle Pfc, définie selon le cycle d’alimentation de la turbomachine M à partir de chaque module de compression 2A-2C, comme cela sera décrit plus en détails par la suite, et la pression maximale Pmax. La pression de fin de cycle Pfc correspond ainsi à une limite d’alimentation de la turbomachine M. De telles pressions correspondent à des limites fixées selon les besoins de la turbomachine M et de l’aéronef. Dans cet exemple, la pression maximale Pmax est comprise entre 300 et 700 x 10 5 Pa. De même, la pression de fin de cycle Pfc est comprise, dans cet exemple, entre 20 et 100 x 10 5 Pa. Dans cet exemple, les différents modules de compression 2A-2C de la pluralité de modules de compression 2A-2C sont montés en parallèle et sont configurés pour réaliser chacun une montée en pression indépendante. Les différents modules de compression 2A-2C sont configurés pour fonctionner de manière déphasée afin d’assurer une alimentation en continue de la turbomachine M, comme cela sera décrit pus en détails par la suite. Dans cet exemple, la pluralité de modules de compression 2A-2C comprend trois modules de compression 2A-2C montés en parallèle. Il va de soi que le système de conditionnement SC pourrait comprendre un nombre différent de modules de compression 2A-2C, en particulier pour permettre une redondance en cas de panne par exemple ou pour améliorer le cycle du système de conditionnement SC. Toujours en référence à la FIG. 3 , chaque module de compression 2A-2C comprend un réservoir élémentaire 3A-3C possédant un volume fixe et une source de chaleur élémentaire 4A-4C configurée pour augmenter la température du carburant Q dans le réservoir élémentaire 3A-3C de manière isochore. Pour augmenter la température du carburant Q dans le réservoir élémentaire 3A-3C, les sources de chaleur élémentaire 4A-4C sont issues de l’aéronef et/ou de la turbomachine M et peuvent être de différentes natures. Les calories peuvent provenir par exemple de l’huile de lubrification, de la turbine de la turbomachine M, de l’air cabine, des systèmes électriques et électroniques et/ou d’un système de chauffage indépendant intégré à l’aéronef. Il va de soi que les calories peuvent provenir d’une source de chaleur différente de l’aéronef. De même, il va de soi que les calories pourraient également provenir d’un fluide caloporteur intermédiaire qui circulerait entre une source chaude et le réservoir élémentaire 3A-3C. Chaque module de compression 2A-2C permet avantageusement d’augmenter la température du carburant Q de manière isochore, permettant ainsi d’élever la pression et la température du flux de carburant Q, avant d’alimenter la turbomachine M. Grâce au système de conditionnement SC selon l’invention, il n’est pas nécessaire d’utiliser une pompe mécanique haute pression, peu performante dans un contexte cryogénique. Toujours en référence à la FIG. 3 , chaque module de compression 2A-2C comprend une vanne d’entrée V1A-V1C montée sur le circuit de carburant 1 en amont du réservoir élémentaire 3A-3C pour l’alimenter en carburant Q, une vanne de sortie V2A-V2C montée sur le circuit de carburant 1 en aval du réservoir élémentaire 3A-3C pour alimenter la turbomachine M, et une vanne de dégazage V3A-V3C montée sur un circuit retour CR (en pointillés sur les figures) et configurée pour faire circuler un flux de carburant gazeux G dans le circuit retour CR. Par souci de concision, le flux de carburant gazeux G sera désigné par la suite flux gazeux G. Afin d’augmenter la pression du flux de carburant Q dans chaque réservoir élémentaire 3A-3C, de manière isochore, jusqu’à la pression maximale Pmax, il est nécessaire d’alimenter chaque réservoir élémentaire 3A-3C avec une quantité de carburant Q prédéterminée. A ce titre, le système de conditionnement SC selon l’invention comprend un réservoir doseur 5 monté sur le circuit de carburant 1 entre le réservoir cryogénique R et la pluralité de modules de compression 2A-2C. Le réservoir doseur 5 est configuré pour posséder initialement une pression réservoir Pmin, de préférence comprise entre 0,5 et 2 x 10 5 Pa. En pratique, le réservoir doseur 5 est configuré pour recevoir un flux de carburant Q liquide issu du réservoir cryogénique R, c’est-à-dire à la pression initiale Pinit, et pour alimenter chaque module de compression 2A-2C avec un flux de carburant Q possédant une pression de distribution Pdist. Selon un aspect de l’invention, le réservoir doseur 5 possède un volume calibré VOLc fixe. Le volume calibré VOLc est prédéterminé de manière à permettre une compression dans chaque réservoir élémentaire 3A-3C depuis la pression de distribution Pdist jusqu’à la pression maximale Pmax pour une température cible donnée. En pratique, la vanne d’entrée V1A-V1C de chaque module de compression 2A-2C relie le réservoir doseur 5 au réservoir élémentaire 3A-3C, de manière à alimenter ce dernier avec un volume de carburant Q correspondant au volume calibré VOLc du réservoir doseur 5. Chaque vanne d’entrée V1A-V1C permet de piloter le débit du flux de carburant Q entrant dans le réservoir élémentaire 3A-3C auquel il est relié. Selon un aspect préféré de l’invention, le circuit retour CR dans lequel circule un flux gazeux G issu de la compression du flux de carburant Q dans le réservoir élémentaire 3A-3C, relie chaque réservoir élémentaire 3A-3C au réservoir doseur 5 de manière à y introduire le flux gazeux G. Le flux gazeux G est configuré pour augmenter la pression du carburant Q dans le réservoir doseur 5 et alimenter ainsi le réservoir élémentaire 3A-3C avec un flux de carburant Q ayant une pression de distribution Pdist augmentée. Autrement dit, chaque vanne de dégazage V3A-V3C assure le dégazage du réservoir élémentaire 3A-3C vers le réservoir doseur 5. En effet, une fois le flux de carburant Q chauffé et comprimé de manière isochore, le réservoir élémentaire 3A-3C doit être dégazé pour réduire sa pression afin de pouvoir être rempli de nouveau. Le circuit retour CR permet ainsi à la fois de dégazer le réservoir élémentaire 3A-3C tout en augmentant la pression du carburant Q dans le réservoir doseur 5, pour permettre au flux de carburant Q d’atteindre la pression de distribution Pdist augmentée en sortie du réservoir doseur 5. Le débit du flux de carburant Q dans le circuit de carburant 1 et donc en entrée d’un autre réservoir élémentaire 3A-3C est ainsi augmentée et permet de limiter le risque de formation d’une bulle d’air qui pourrait bloquer l’entrée du réservoir élémentaire 3A-3C, comme cela était le cas dans l’art antérieur. De manière préférée, afin de contrôler le dégazage, les vannes sont commandables et reliées à un module de contrôle (non représenté) qui permet de contrôler leur degré d’ouverture et leur activation notamment de manière séquencée. Dans cet exemple, le système de conditionnement SC comprend une première vanne V0 montée sur le circuit de carburant 1 entre le réservoir cryogénique R et le réservoir doseur 5. La première vanne V0 est configurée pour contrôler le passage de débit de carburant Q fournie au réservoir doseur 5. Selon un aspect préféré de l’invention, le système de conditionnement SC comprend une deuxième vanne V4 montée sur le circuit retour CR entre les modules de compression 2A-2C et le réservoir doseur 5. La deuxième vanne V4 est configurée pour contrôler le passage de débit de flux gazeux G injecté dans le réservoir doseur 5. Dans cet exemple, toujours en référence à la FIG. 3 , le système de conditionnement SC comprend également un premier circuit de décharge CD1 monté entre le réservoir doseur 5 et l’extérieur EXT du système de conditionnement SC et configuré pour évacuer le flux gazeux G du réservoir doseur 5, lorsque le réservoir élémentaire 3A-3C a été alimenté, comme cela sera décrit plus en détails par la suite. De préférence, le système de conditionnement SC comprend une troisième vanne V5 montée sur le premier circuit de décharge CD1 et configurée pour contrôler l’évacuation du flux gazeux G hors de réservoir doseur 5. Le système de conditionnement SC comprend également, dans cet exemple, un deuxième circuit de décharge CD2 monté entre les modules de compression 2A-2C et l’extérieur EXT du système de conditionnement SC et configuré pour évacuer un surplus de flux gazeux G issu des réservoirs élémentaires 3A-3C lorsqu’il n’est plus nécessaire d’alimenter le réservoir doseur 5 avec le flux gazeux G par exemple. De préférence, le système de conditionnement SC comprend une quatrième vanne V6 montée sur le deuxième circuit de décharge CD2 et configurée pour contrôler l’évacuation du flux gazeux G hors du système de conditionnement SC. Dans cet exemple, toujours en référence à la FIG. 3 , le système de conditionnement SC comprend en outre, une cinquième vanne V7 montée sur le circuit de carburant 1 entre le réservoir doseur 5 et la pluralité de modules de compression 2A-2C. La cinquième vanne V7 est configurée pour contrôler l’alimentation en carburant Q des réservoirs élémentaires 3A-3C. En référence à la FIG. 4 , le système de conditionnement SC comprend dans cet exemple un échangeur de chaleur 6, monté sur le circuit de carburant 1 entre le réservoir doseur 5 et la pluralité de modules de compression 2A-2C. Le premier échangeur 6 est configuré pour prélever des calories au flux gazeux G circulant dans le circuit de retour CR et les transmettre au flux de carburant Q en sortie du réservoir doseur 5. Le flux gazeux G est ainsi refroidi avant d’être injecté dans le réservoir doseur 5 tandis que le flux de carburant Q est réchauffé avant d’être injecté dans les réservoirs élémentaires 3A-3C, permettant de le préchauffer avant la compression isochore. Dans cet exemple, le système de conditionnement SC comprend un réservoir tampon 7 monté en aval de la pluralité de modules de compression 2A-2C. Le réservoir tampon 7 est configuré pour recevoir les flux de carburant Q issu de chaque réservoir élémentaire 3A-3C et pour fournir à la turbomachine M un flux de carburant Q homogène. De préférence, le système de conditionnement SC comprend une sixième vanne V8 montée sur le circuit de carburant 1 entre le réservoir tampon 7 et la turbomachine M et configurée pour contrôler le débit du flux de carburant Q injecté dans la turbomachine M. Dans une forme de réalisation préférée, le système de conditionnement SC comprend un deuxième échangeur de chaleur 8 monté sur le circuit de carburant 1 entre la pluralité de modules de compression 2A-2C et la turbomachine M. En particulier, dans cet exemple, le deuxième échangeur de chaleur 8 est monté de préférence entre le réservoir tampon 7 et la turbomachine M. Le deuxième échangeur de chaleur 8 est configuré pour chauffer le flux de carburant Q à partir d’une source de chaleur CH avant son injection dans la chambre de combustion de la turbomachine M. Ce complément d’énergie thermique permet de régler précisément la température du flux de carburant Q, lui permettant ainsi d’être injecté à une température optimale. Dans cet exemple, le système de conditionnement SC comprend également une pompe mécanique d’appoint 9 montée sur le circuit de carburant 1 entre le réservoir cryogénique R et le réservoir doseur 5. La pompe mécanique d’appoint 9 permet d’aider au remplissage du réservoir doseur 5 avec le flux de carburant Q issu du réservoir cryogénique R. Il va dorénavant être décrit un procédé de conditionnement de carburant Q au moyen du système de conditionnement SC tel que décrit précédemment, en référence aux figures 5 à 9. Dans cet exemple, une vanne en position ouverte est représentée en blanc sur les figures et une vanne fermée est représentée en noir. Dans cet exemple, toutes les vannes du système de conditionnement SC sont initialement dans la position fermée. Dans cet exemple, le réservoir doseur 5 est initialement à la pression minimale Pmin comprise entre 0,5 et 2 x10 5 Pa. Dans cet exemple encore, la pluralité de modules de compression 2A-2C comprend trois modules de compression 2A, 2B, 2C. Dans une première étape E1 représentée sur la FIG. 5 , la première vanne V0 est ouverte de manière à remplir le réservoir doseur 5 avec un flux de carburant Q liquide issu du réservoir cryogénique R. Dans cette même étape, du carburant Q a préalablement été injecté dans le réservoir élémentaire 3A d’un premier module de compression 2A, ci après premier réservoir élémentaire 3A, et a déjà été chauffé de manière isochore. Le carburant Q dans le premier réservoir élémentaire 3A est alors à la pression maximale Pmax, dans cet exemple comprise entre 300 et 700 x10 5 Pa, et à une température cible Tc, dans cet exemple comprise entre -73 et 127°C (200 et 400K). En parallèle du remplissage du réservoir doseur 5, la vanne de sortie V2A du premier module de compression 2A est ouverte, de manière à alimenter la turbomachine M avec le flux de carburant Q sous pression et chauffé. A mesure que le carburant Q est acheminé vers la turbomachine M, la pression dans le premier réservoir élémentaire 3A baisse. Dans cette première étape, le réservoir élémentaire 3B du deuxième module de compression 2B, ci après deuxième réservoir élémentaire 3B, possède une pression comprise entre la pression minimale Pmin du réservoir doseur 5 et la pression de fin de cycle Pfc des modules de compression 2A-2C. Le réservoir élémentaire 3C du troisième module de compression 2C, ci après troisième réservoir élémentaire 3C, possède une pression sensiblement égale à la pression minimale Pmin du réservoir doseur 5. Dans une deuxième étape E2, représentée sur la FIG. 6 , le réservoir doseur 5 est rempli avec un volume calibré VOLc de carburant Q et la première vanne V0 est fermée. La vanne de sortie V2A du premier module de compression 2A est toujours ouverte et ce dernier alimente la turbomachine M. Toujours dans cette étape E2, la vanne de dégazage V3B du deuxième module de compression 2B (dont la pression est toujours comprise entre la pression minimale Pmin du réservoir doseur 5 et la pression de fin de cycle Pfc) est ouverte de manière à évacuer le flux gazeux G restant du troisième réservoir élémentaire 3C. La deuxième vanne V4 montée sur le circuit retour CR entre les modules de compression 2A-2C et le réservoir doseur 5 est également ouverte. Un flux gazeux G est alors acheminé dans le circuit retour CR depuis le deuxième réservoir élémentaire 3B jusqu’au réservoir doseur 5, de manière à augmenter la pression du carburant Q liquide dans le réservoir doseur 5 et à le pousser hors du réservoir doseur 5. La deuxième vanne V4 autorise le débit de flux gazeux G injecté dans le réservoir doseur 5. Le flux de carburant Q liquide à la pression de distribution Pdist est acheminé vers le troisième module de compression 2C, dont le réservoir élémentaire 3C est à la pression minimale Pmin. La vanne d’entrée V1C du troisième module de compression 2C est alors ouverte et le troisième réservoir élémentaire 3C se remplit de carburant Q issu du réservoir doseur 5. Grâce au volume calibré VOLc du réservoir doseur 5, le troisième réservoir élémentaire 3C est rempli avec une quantité de carburant Q précise. Le flux de carburant Q à la pression de distribution Pdist possède alors un débit suffisant pour éviter la formation d’un bouchon de vapeur en entrée du troisième réservoir élémentaire 3C. Dans cet exemple, le flux gazeux G traverse, dans cette deuxième étape E2, un premier échangeur de chaleur 6 dans lequel il transfère des calories au flux de carburant Q en sortie du réservoir doseur 5 de manière à la préchauffer. En référence à la FIG. 7 , dans une troisième étape E3, lorsque le troisième réservoir élémentaire 3C est rempli avec le volume calibré VOLc de carburant Q, la vanne d’entrée V1C du troisième module de compression 2C est fermée. Une source de chaleur élémentaire 4C chauffe le troisième réservoir élémentaire 3C et la température T du carburant Q augmente de manière isochore. Ainsi la pression P du carburant Q dans le troisième réservoir élémentaire 3C augmente également. La deuxième vanne V4 est fermée pour stopper l’acheminement de flux gazeux G vers le réservoir doseur 5. La troisième vanne V5 montée sur le premier circuit de décharge CD1 est ouverte et le flux gazeux G est évacué hors de réservoir doseur 5 vers l’extérieur du système de conditionnement SC. Autrement dit, le réservoir doseur 5 est purgé et la pression intérieure descend jusqu’à la pression minimale Pmin. Toujours dans cette troisième étape E3, la quatrième vanne V6 montée sur le deuxième circuit de décharge CD2 est ouverte et le flux gazeux G restant dans le deuxième réservoir élémentaire 3B est évacué hors du système de conditionnement SC. Autrement dit, le deuxième réservoir élémentaire 3B est vidé et la pression P intérieure descend jusqu’à la pression minimale Pmin. La vanne de sortie V2A du premier module de compression 2A est toujours ouverte. La pression P dans le premier réservoir élémentaire 3A continue de baisser tout en restant supérieure à la pression de fin de cycle Pfc et ce dernier alimente toujours la turbomachine M. Dans une quatrième étape E4, en référence à la FIG. 8 , lorsque le réservoir doseur 5 a été vidé du flux gazeux G, la troisième vanne V5 montée sur le premier circuit de décharge CD1 est fermée. La pression dans le réservoir doseur 5 est redescendue jusqu’à la pression minimale Pmin. De même, dans le deuxième réservoir élémentaire 3B, le flux gazeux G restant a été entièrement évacué, la pression est redescendue jusqu’à la pression minimale Pmin et la deuxième vanne de dégazage V3B est fermée, de même que la quatrième vanne V6. Le deuxième réservoir élémentaire 3B est prêt pour un nouveau remplissage de carburant Q à l’état liquide. Dans cette quatrième étape E4, la source de chaleur élémentaire 4C transfère toujours des calories au carburant Q dans le troisième réservoir élémentaire 3C, sa température T augmente toujours de manière isochore. La pression du carburant Q dans le troisième réservoir élémentaire 3C augmente jusqu’à la pression maximale Pmax. Par ailleurs, la vanne de sortie V2A du premier module de compression 2A est toujours ouverte. La pression dans le premier réservoir élémentaire 3A continue de baisser et ce dernier alimente la turbomachine M jusqu’à ce que la pression atteigne la pression de fin de cycle Pfc. Dans cet exemple, la vanne de sortie V2A du premier module de compression 2A est ouverte jusqu’à ce que la pression dans le premier réservoir élémentaire 3A atteigne une pression comprise entre 20 et 100 x 10 5 Pa. Lorsque la pression dans le premier réservoir élémentaire 3A est sensiblement égale à la pression de fin de cycle Pfc, la vanne de sortie V2A du premier module de compression 2A est fermée, dans une cinquième étape E5, représentée sur la FIG. 9 . La pression dans le troisième réservoir élémentaire 3C a atteint la pression maximale Pmax et l’apport de chaleur par la source de chaleur élémentaire 4C est stoppé. Grâce au volume calibré VOLc de carburant Q injecté dans le troisième réservoir élémentaire 3C, la pression et la température atteintes par l’apport de chaleur sont précises pour permettre une alimentation de la turbomachine M dans des conditions optimales. La vanne de sortie V2C du troisième module de compression 2C est alors ouverte et ce dernier alimente la turbomachine M avec un flux gazeux G dès l’arrêt de l’alimentation par le premier module de compression 2A. La turbomachine M est avantageusement alimentée en continue. Dans cette cinquième étape E5, le réservoir doseur 5 à la pression minimale Pmin est prêt à être alimenté en carburant Q liquide issu du réservoir cryogénique R. L’ensemble des étapes du procédé est alors répété de manière à injecter une quantité déterminée de carburant Q successivement dans chacun des trois réservoirs élémentaires 3A-3C pour le chauffer successivement dans chacun de manière isochore et assurer ainsi une alimentation en continue de la turbomachine M avec un flux carburant Q à l’état gazeux dont la pression et la température sont optimales pour garantir des performances optimales de la turbomachine M. Système de conditionnement (SC) de carburant configuré pour alimenter un système de propulsion d’un aéronef à partir de carburant (Q) issu d’un réservoir cryogénique (R), le système de conditionnement (SC) comprenant : un circuit de carburant (1) relié en entrée au réservoir cryogénique (R) et en sortie au système de propulsion, un flux de carburant (Q) circulant d’amont en aval dans le circuit de carburant (1), une pluralité de modules de compression (2A-2C), montés sur le circuit de carburant (1), configurés pour alimenter le système de propulsion, chaque module de compression (2A-2C) comprenant un réservoir élémentaire (3A-3C) possédant un volume fixe et une source de chaleur élémentaire (4A-4C) configurée pour augmenter la température du carburant dans le réservoir élémentaire (3A-3C) de manière isochore, et un réservoir doseur (5) monté sur le circuit de carburant (1) entre le réservoir cryogénique (R) et la pluralité de modules de compression (2A-2C), le réservoir doseur (5) possédant un volume calibré (VOL C ) fixe, chaque module de compression (2A-2C) comprenant : une vanne d’entrée (V1A-V1C) reliant le réservoir doseur (5) au réservoir élémentaire (3A-3C), de manière à alimenter le réservoir élémentaire (3A-3C) avec un volume de carburant (Q) correspondant au volume calibré (VOL C ) fixe du réservoir doseur (5), une vanne de sortie (V2A-V2C) reliant le réservoir élémentaire (3A-3C) au système de propulsion pour l’alimenter, et une vanne de dégazage (V3A-V3C) reliant le réservoir élémentaire (3A-3C) au réservoir doseur (5) par un circuit de retour (CR) dans lequel circule un flux gazeux (G), de manière à augmenter la pression du carburant (Q) dans le réservoir doseur (5) et ainsi alimenter le réservoir élémentaire (3A-3C) avec un flux de carburant (Q) ayant une pression de distribution (Pdist) augmentée. Système de conditionnement (SC) selon la revendication 1, dans lequel le système de propulsion est une turbomachine (M) d’aéronef. Système de conditionnement (SC) selon la revendication 1, dans lequel le système de propulsion est une pile à combustible. Système de conditionnement (SC) selon l’une des revendications 1 à 3, comprenant au moins un premier échangeur de chaleur (6) configuré pour prélever des calories au flux gazeux (G) circulant dans le circuit de retour (CR) et les transmettre au flux de carburant (Q), de manière à le préchauffer. Système de conditionnement (SC) selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la pluralité de modules de compression (2A-2C) comprend au moins trois modules de compression (2A-2C) montés en parallèle et configurés pour fonctionner de manière déphasée. Système de conditionnement (SC) selon la revendication 5, dans lequel les trois modules de compression (2A-2C) sont identiques. Système de conditionnement (SC) selon l’une des revendications 1 à 6, comprenant un réservoir tampon (7) monté entre la pluralité de modules de compression (2A-2C) et le système de propulsion, le réservoir tampon (7) étant configuré pour fournir un flux de carburant homogène au système de propulsion. Système de conditionnement (SC) selon l’une des revendications 1 à 7, comprenant un deuxième échangeur de chaleur (8) monté entre la pluralité de modules de compression (2A-2C) et le système de propulsion, le deuxième échangeur de chaleur (8) étant configuré pour prélever des calories à une source de chaleur (CH) et les transmettre au flux de carburant (Q) avant d’alimenter le système de propulsion. Système de conditionnement (SC) selon l’une des revendications 1 à 8, comprenant au moins une pompe mécanique d’appoint (9) montée sur le circuit de carburant (1) en amont du réservoir doseur (5). Aéronef comprenant un réservoir cryogénique (R), un système de propulsion et un système de conditionnement (SC) selon l’une des revendications 1 à 9 reliant fluidiquement le réservoir cryogénique (R) et le système de propulsion de manière à l’alimenter. Procédé de conditionnement d’un carburant (Q) configuré pour alimenter un système de propulsion d’aéronef, le carburant (Q) étant issu d’un réservoir cryogénique (R), le procédé étant mis en œuvre au moyen d’un système de conditionnement (SC) selon l’une des revendications 1 à 9 et comprenant les étapes consistant à : remplir le réservoir doseur (5) avec un volume calibré (VOLc) de carburant (Q) issu du réservoir cryogénique (R), alimenter l’un des réservoirs élémentaires (3A-3C) avec le volume calibré (VOLc) de carburant (Q), et comprimer le volume calibré (VOLc) de carburant (Q) dans le réservoir élémentaire (3A-3C) de manière isochore, de manière à atteindre une pression prédéterminée. Procédé de conditionnement selon la revendication 11, comprenant une étape consistant à acheminer un flux gazeux (G) depuis l’un des réservoirs élémentaires (3A-3C) jusqu’au réservoir doseur (5), de manière à augmenter la pression dans le réservoir doseur (5) et à permettre l’alimentation d’un autre réservoir élémentaire (3A-3C) avec un flux de carburant (Q) ayant une pression de distribution (Pdist) augmentée.