FR 3147591 A1 20241011 FR 2303391 A 20230405 Une turbomachine (1) du type à injection de vapeur d’eau pour la propulsion d’un aéronef, la turbomachine (1) comprenant au moins un compresseur (12a, 12b), une chambre de combustion (13) et au moins une turbine (14a, 14b), le compresseur (12a, 12b) étant configuré pour accélérer un flux d’air d’admission (FA) d’amont vers l’aval dans la chambre de combustion (13), la turbomachine (1) comprenant un système d’injection de vapeur d’eau (10) dans le flux d’air d’admission (FA) qui comprend un dispositif de condensation (3) configuré pour condenser l’eau présente dans le flux d’échappement (FE), issu de la chambre de combustion (13), à partir de frigories présentes dans le flux de carburant (Q) alimentant la chambre de combustion (13). Figure de l’abrégé : Figure 3 Turbomachine du type à injection de vapeur d’eau pour la propulsion d’un aéronef, aéronef et procédé associés La présente invention concerne le domaine aéronautique et, plus particulièrement une turbomachine du type à injection de vapeur d’eau. Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’avions mais aussi à ceux en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des avions. 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. De manière connue, en référence à la , une turbomachine du type à injection de vapeur d’eau 100 comporte un générateur de gaz comprenant un compresseur 112, une chambre de combustion 113 et une turbine 114. Le compresseur 111 permet d’accélérer un flux d’air d’admission FA d’amont vers l’aval dans la chambre de combustion 113 dans laquelle le flux d’air d’admission FA est mélangé à du carburant Q. Lors de la combustion du mélange, un flux d’échappement FE est émis en sortie de la chambre de combustion 113 pour entraîner en rotation la turbine 114 qui permet d’entraîner à son tour le compresseur 112 avec qui elle est reliée par un arbre 115. De manière connue, un organe propulsif 111, par exemple une soufflante ou une hélice, est monté sur l’arbre 115 afin de fournir une énergie de propulsion. Afin d’augmenter le rendement thermodynamique de la turbomachine 100, la turbomachine 100 comprend un système d’injection de vapeur d’eau 101 dans le flux d’air d’admission FA, en aval du compresseur 112 et en amont de la chambre de combustion 113. Cela permet d’augmenter la capacité calorifique du flux d’échappement FE lors de son passage dans la turbine 114, ce qui permet d’extraire plus de puissance de la turbine 114 pour une même détente. En outre, cela permet d’introduire une différence de capacité calorifique entre le flux d’air d’admission FA qui est comprimé dans le compresseur 112 et le flux d’échappement FE qui se détend dans la turbine 114, permettant aussi d’améliorer la consommation spécifique de la turbomachine 100 en fonction des phases de fonctionnement. En pratique, comme illustré à la , le système d’injection de vapeur d’eau 101 comprend un dispositif de vaporisation 102 configuré pour transformer un flux d’eau à l’état liquide en un flux d’eau à l’état gazeux (vapeur d’eau VE). De manière préférée, le dispositif de vaporisation 102 est positionné en aval de la turbine 114 et configuré pour prélever de la chaleur dans le flux d’échappement FE. Cela permet en outre de refroidir le flux d’échappement FE et l’eau qu’il contient. Le système d’injection de vapeur d’eau 101 comprend en outre un dispositif de condensation 103 configuré pour condenser l’eau présente dans le flux d’échappement FE. Le dispositif de condensation 103 est configuré pour prélever des calories au flux d’échappement FE par circulation d’un flux d’air de refroidissement A. En référence à la , la turbomachine 100 comporte une pompe 107 pour entrainer, dans le dispositif de vaporisation 102, l’eau qui a été condensée dans le dispositif de condensation 103. De manière connue, en référence à la , un aéronef comporte un circuit de refroidissement CA comprenant une ou plusieurs entrées d’air 104 afin de faire circuler un flux d’air de refroidissement A, issu de l’extérieur, dans le dispositif de condensation 103 et ainsi prélever des calories au flux d’échappement FE. Le flux d’air de refroidissement A est ensuite évacué via des sorties d’air 105. En pratique, en référence à la représentant un aéronef 120 en perspective, les entrées d’air 104 sont formées sur une aile 121 de l’aéronef 120, ce qui vient perturber l’écoulement au niveau de l’aile 121 et engendre une trainée liée au prélèvement d’air. En outre, le circuit de refroidissement CA comporte de nombreuses canalisations internes montées dans l’aile 121, ce qui augmente la masse et l’encombrement. Cela est encore plus pénalisant lorsque le circuit de refroidissement CA comporte un turbocompresseur 106, comprenant un compresseur 1061 et une turbine 1062, pour accélérer la circulation du flux d’air de refroidissement A dans le circuit de refroidissement CA comme illustré à la . L’invention vise ainsi à éliminer au moins certains de ces inconvénients en proposant une turbomachine du type à injection de vapeur d’eau pour la propulsion d’un aéronef qui limite la trainée et dont la masse et l’encombrement sont réduits. PRESENTATION DE L’INVENTION L’invention concerne une turbomachine du type à injection de vapeur d’eau pour la propulsion d’un aéronef, la turbomachine comprenant un générateur de gaz comprenant au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine, le compresseur étant configuré pour accélérer un flux d’air d’admission d’amont vers l’aval dans la chambre de combustion, la chambre de combustion étant configurée pour réaliser une combustion d’un mélange du flux d’air d’admission et d’un flux de carburant afin d’émettre un flux d’échappement pour entraîner en rotation la turbine solidaire en rotation du compresseur, la turbomachine comprenant un système d’injection de vapeur d’eau dans le flux d’air d’admission, le système d’injection de vapeur d’eau comprenant un dispositif de condensation configuré pour condenser l’eau présente dans le flux d’échappement. L’invention est remarquable en ce que le dispositif de condensation est configuré pour condenser l’eau présente dans le flux d’échappement à partir de frigories présentes dans le flux de carburant alimentant la chambre de combustion. Grâce à l’invention, les frigories utilisées pour condenser l’eau présente dans le flux d’échappement sont prises directement dans le circuit de carburant, ce qui évite de prélever un flux d’air extérieur qui induit de la trainée et nécessite la mise en place de canalisations dédiées. En outre, cela permet de chauffer le carburant préalablement à son admission dans la chambre de combustion, ce qui favorise avantageusement la combustion. De préférence, la turbomachine comprend : au moins un échangeur de chaleur dans lequel circule le flux de carburant alimentant la chambre de combustion et au moins un circuit de fluide caloporteur configuré pour faire circuler un fluide caloporteur afin, d’une part, de refroidir le flux d’échappement dans le dispositif de condensation et, d’autre part, de chauffer le flux de carburant dans l’échangeur de chaleur. Cela permet d’éviter tout risque de givrage lorsque le carburant est très froid. Selon un autre aspect, le dispositif de condensation est configuré pour condenser l’eau présente dans le flux d’échappement directement à partir de frigories présentes dans le flux de carburant alimentant la chambre de combustion. De manière préférée, la turbomachine comprend un circuit de carburant qui s’étend directement dans le dispositif de condensation. Une telle turbomachine est très compacte. Selon un aspect, la chambre de combustion est configurée pour être alimentée à partir d’un flux de carburant issu d’un réservoir cryogénique. L’utilisation d’un carburant issu d’une source très froide permet de disposer d’une réserve importante de frigories pour refroidir de manière optimale l’eau contenue dans le flux d’échappement. De même, le flux d’échappement peut participer de manière pratique au chauffage du carburant en vue de son admission dans la chambre de combustion. Selon un aspect, le système d’injection de vapeur d’eau comprend un dispositif de vaporisation configuré pour transformer l’eau condensée en vapeur d’eau. Selon un aspect, le dispositif de vaporisation est configuré pour injecter la vapeur d’eau en aval du compresseur. Selon un aspect, le dispositif de vaporisation est configuré pour chauffer l’eau condensée en prélevant des calories dans le flux d’échappement. Selon un aspect, le dispositif de vaporisation est positionné en amont du dispositif de condensation. L’invention concerne également un aéronef comprenant au moins une turbomachine, telle que présentée précédemment, pour la propulsion dudit aéronef. De préférence, l’aéronef comprend un réservoir cryogénique positionné dans un tronçon principal de l’aéronef, le générateur de gaz étant relié à une aile de l’aéronef, la turbomachine comprenant au moins un échangeur de chaleur dans lequel circule le flux de carburant alimentant la chambre de combustion et au moins un circuit de fluide caloporteur configuré pour faire circuler un fluide caloporteur afin, d’une part, de refroidir le flux d’échappement dans le dispositif de condensation et, d’autre part, de chauffer le flux de carburant dans l’échangeur de chaleur, l’échangeur de chaleur étant positionné entre le réservoir cryogénique et la chambre de combustion. L’intégration d’un échangeur de chaleur est simple à réaliser entre le réservoir cryogénique et le générateur de gaz qui sont espacés l’un de l’autre. La mise en place d’un circuit de fluide caloporteur est pratique à mettre en place dans l’aile. De manière préférée, l’aile comprend une emplanture et l’échangeur de chaleur est positionné à proximité de l’emplanture. L’invention concerne également un procédé d’utilisation d’une turbomachine du type à injection de vapeur d’eau pour la propulsion d’un aéronef tel que présenté précédemment, le procédé comprenant des étapes consistant à : Injecter de la vapeur d’eau dans le flux d’air d’admission, Réaliser une combustion dans la chambre de combustion d’un mélange du flux d’air d’admission et du flux de carburant afin d’émettre un flux d’échappement pour entraîner en rotation la turbine solidaire en rotation du compresseur, et Condenser l’eau présente dans le flux d’échappement à partir de frigories présentes dans le flux de carburant alimentant la chambre de combustion. L’eau condensée peut ainsi être réutilisée pour générer de la vapeur d’eau. Selon un aspect, le procédé comporte des étapes consistant à : Faire circuler un flux de carburant alimentant la chambre de combustion dans un échangeur de chaleur Faire circuler un fluide caloporteur, d’une part, dans le dispositif de condensation afin de refroidir le flux d’échappement et, d’autre part, dans l’échangeur de chaleur afin de chauffer le flux de carburant 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’une turbomachine du type à injection de vapeur d’eau selon l’art antérieur. La est une représentation schématique d’un aéronef avec une turbomachine selon l’art antérieur. La est une représentation schématique d’une turbomachine du type à injection de vapeur d’eau selon l’invention. La est une représentation schématique d’un exemple d’intégration de la turbomachine dans l’aéronef. La est une représentation schématique d’une turbomachine du type à injection de vapeur d’eau selon une variante 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 L’invention concerne une turbomachine du type à injection de vapeur d’eau pour la propulsion d’un aéronef. En référence à la , il est représenté une turbomachine 1 du type à injection de vapeur d’eau pour la propulsion d’un aéronef selon une forme de réalisation de l’invention. Dans cet exemple, la turbomachine 1 est à double corps et comprend un générateur de gaz comprenant un compresseur basse pression 12a, un compresseur haute pression 12b, une chambre de combustion 13, une turbine haute pression 14b et une turbine basse pression 14a. Le compresseur basse pression 12a est solidaire en rotation de la turbine basse pression 14a via un arbre basse pression 15a. De manière analogue, le compresseur haute pression 12b est solidaire en rotation de la turbine haute pression 14b via un arbre haute pression 15b. Il va néanmoins de soi que l’invention s’applique à tout type de turbomachine comprenant au moins un compresseur et une turbine. En référence à la , le compresseur basse pression 12a et le compresseur haute pression 12b accélèrent un flux d’air d’admission FA d’amont vers l’aval dans la chambre de combustion 13. Lors de la compression, la pression et la température du flux d’air d’admission FA augmentent de manière progressive, ce qui augmente son énergie. La chambre de combustion 13 est configurée pour mélanger le flux d’air d’admission FA et un flux de carburant Q afin de réaliser une combustion qui émet un flux d’échappement FE pour entraîner en rotation la turbine haute pression 14b et la turbine basse pression 14b. Le flux d’échappement FE se détend dans les turbines 14a, 14b et perd en énergie. Dans cet exemple, la turbomachine 1 comprend un organe propulsif 11, par exemple une soufflante ou une hélice, qui est monté sur l’arbre basse pression en amont du compresseur basse pression 12a afin d’assurer une propulsion. En référence à la , la turbomachine 1 comprend en outre un système d’injection 10 de vapeur d’eau VE dans le flux d’air d’admission FA afin d’augmenter la capacité calorifique du flux d’échappement FE lors de son passage dans les turbines 14a, 14b. Cela permet d’extraire plus de puissance des turbines 14a, 14b pour une même détente. En outre, cela permet d’introduire une différence de capacité calorifique entre le flux d’air d’admission FA qui est comprimé dans les compresseurs 12a, 12b et le flux d’échappement FE qui se détend dans les turbines 14a, 14b, permettant aussi d’améliorer la consommation spécifique en fonction des phases de fonctionnement. Comme illustré à la , le système d’injection 10 comprend un dispositif de vaporisation 2 et un dispositif de condensation 3 qui sont montés en aval de la turbine basse pression 14a. Le flux d’échappement FE traverse successivement le dispositif de vaporisation 2 et le dispositif de condensation 3 comme cela va être présenté par la suite. Le dispositif de vaporisation 2 est positionné en amont du dispositif de condensation 3. L’invention est remarquable en ce que le dispositif de condensation 3 est configuré pour condenser l’eau présente dans le flux d’échappement FE à partir de frigories présentes dans le flux de carburant Q alimentant la chambre de combustion 13. Cela permet d’éviter de réaliser des prélèvements extérieurs sur une aile d’un aéronef et d’augmenter la trainée. Selon un aspect, la turbomachine 1 comprend au moins un échangeur de chaleur 6 dans lequel circule le flux de carburant Q alimentant la chambre de combustion 13 et au moins un circuit de fluide caloporteur CC configuré pour faire circuler un fluide caloporteur FC afin, d’une part, de refroidir le flux d’échappement FE dans le dispositif de condensation 3 et, d’autre part, de chauffer le flux de carburant Q dans l’échangeur de chaleur 6. Dans cet exemple, en référence à la , l’échangeur de chaleur 6 comprend un côté froid dans lequel circule le flux de carburant Q et un côté chaud dans lequel circule le fluide caloporteur. Plusieurs technologies d’échangeur de chaleur 6 peuvent être mises en œuvre, en particulier, des ailettes, des tubes, des plaques, etc. De manière préférée, le dispositif de condensation 3 possède également une structure d’échangeur et peut mettre en œuvre différentes technologies, en particulier, des ailettes, des tubes, des plaques, etc. Le fluide caloporteur FC peut être de différentes natures, par exemple, CO2 supercritique, hélium, sel fondu ou autre. L’important est que le circuit de fluide caloporteur CC soit compatible avec le dispositif de condensation 3 et avec l’échangeur de chaleur 6. En référence à la , la turbomachine 1 est configurée pour être alimentée à partir de carburant Q issu d’un réservoir cryogénique 4. Dans cet exemple, le carburant est de l’hydrogène liquide mais l’invention s’applique à d’autres types de carburant, par exemple, du méthane liquide, de l’ammoniac ou du gaz naturel liquéfié. Dans cet exemple, le carburant Q dans le réservoir cryogénique 4 est stocké à une température de l’ordre de -253°C (20 à 25 Kelvins). A cette température, le carburant est liquide. L’utilisation de carburant cryogénique Q permet de bénéficier d’une source froide efficace pour condenser l’eau dans le flux d’échappement FE. Dans cet exemple, la température du carburant Q en entrée de l’échangeur de chaleur 6 est de l’ordre de -253°C (20 Kelvins) tandis que la température du carburant Q en sortie de l’échangeur de chaleur 6 est de l’ordre de 27°C (300 Kelvins). Avantageusement, comme cela est représenté sur la , le réservoir cryogénique 4 est positionné dans un tronçon principal 22 de l’aéronef 20 tandis que le générateur de gaz est relié à une aile 21 de l’aéronef 20. De préférence, l’aile 21 comprend une emplanture 23 et l’échangeur de chaleur 6 est positionné à proximité de l’emplanture 23. Une telle architecture permet d’éviter la circulation d’un carburant trop froid dans l’aile 21, ce qui pourrait perturber la circulation d’autres fluides. L’espace est en outre avantageusement optimisé. Un circuit de carburant CQ relie le réservoir cryogénique 4 à la turbomachine 1. Le circuit de carburant CQ comporte une pompe 5 pour permettre l’entrainement du carburant jusqu’à la chambre de combustion13 de la turbomachine 1. Le procédé d’utilisation comporte une étape consistant à injecter de la vapeur d’eau VE dans le flux d’air d’admission FA qui est accéléré d’amont vers l’aval par les compresseurs 12a, 12b jusque dans la chambre de combustion 13. L’ajout de vapeur d’eau VE permet d’augmenter la capacité calorifique du flux d’échappement FE lors de son passage dans les turbines 14a, 14b. De manière préférée, l’injection est réalisée en aval du compresseur haute pression 12b et en amont de la chambre de combustion 13. Le procédé d’utilisation comporte une étape consistant à réaliser une combustion dans la chambre de combustion 13 d’un mélange du flux d’air d’admission FA (comprenant de la vapeur d’eau VE) et du flux de carburant Q afin d’émettre un flux d’échappement FE pour entraîner en rotation les turbines 14a, 14b solidaires en rotation des compresseurs 12a, 12b et de l’organe propulsif 11. Le procédé d’utilisation comporte une étape consistant à condenser l’eau présente dans le flux d’échappement FE à partir de frigories présentes dans le flux de carburant Q alimentant la chambre de combustion 13. De manière avantageuse, cela permet de réchauffer le carburant Q et faciliter sa combustion tout en permettant de condenser l’eau présente dans le flux d’échappement FE. Un tel refroidissement est avantageux étant donné qu’il permet d’éviter tout prélèvement d’air à l’extérieur, ce qui évite d’engendrer une trainée pénalisant la poussée. Cela permet de réduire le nombre de canalisations dédiées au refroidissement, ce qui limite la masse et l’encombrement. Lorsque le flux de carburant Q est issu d’un réservoir cryogénique 4, cela permet de manière synergique d’utiliser le dispositif de condensation 3 comme un fournisseur de calories. Le flux d’échappement FE, pour lequel on a retiré l’eau, est ensuite évacué dans l’atmosphère de manière classique dans l’atmosphère. L’eau condensée est ensuite entrainée par une pompe 7 dans le dispositif de vaporisation pour transformer l’eau en vapeur d’eau VE qui peut être de nouveau injectée. Une telle turbomachine 1 permet d’optimiser l’utilisation d’une source froide (carburant Q) et d’une source chaude (flux d’échappement FE) pour permettre une injection optimale de la vapeur d’eau VE tout en réalisant un chauffage optimal du flux de carburant Q. En outre, cela permet d’éviter de générer de la chaleur dédiée au chauffage du flux de carburant Q, par exemple, une chambre de combustion dédiée. Selon un aspect de l’invention, en référence à la , le procédé d’utilisation comporte une étape consistant à faire circuler le flux de carburant Q alimentant la chambre de combustion dans l’échangeur de chaleur 6. Le procédé d’utilisation comporte une étape consistant à faire circuler le fluide caloporteur FC, d’une part, dans le dispositif de condensation 3 afin de refroidir le flux d’échappement FE et, d’autre part, dans l’échangeur de chaleur 6 afin de chauffer le flux de carburant Q. L’utilisation d’un fluide caloporteur FC permet de simplifier l’intégration, par exemple, en maintenant du C02 supercritique à l’état supercritique pour ainsi éviter un changement de phase du fluide caloporteur FC. Cela permet en outre d’assurer un meilleur réglage de la température de refroidissement et de chauffage. Selon un autre aspect, en référence à la , le circuit de carburant CQ s’étend dans le dispositif de condensation 3 pour refroidir directement le flux d’échappement FE et pour chauffer le flux de carburant Q avant d’être injecté dans la chambre de combustion 13. Cela permet d’obtenir une turbomachine 1 qui est compacte avec un encombrement réduit. Turbomachine (1) du type à injection de vapeur d’eau pour la propulsion d’un aéronef, la turbomachine (1) comprenant un générateur de gaz comprenant au moins un compresseur (12a, 12b), une chambre de combustion (13) et au moins une turbine (14a, 14b), le compresseur (12a, 12b) étant configuré pour accélérer un flux d’air d’admission (FA) d’amont vers l’aval dans la chambre de combustion (13), la chambre de combustion (13) étant configurée pour réaliser une combustion d’un mélange du flux d’air d’admission (FA) et d’un flux de carburant (Q) afin d’émettre un flux d’échappement (FE) pour entraîner en rotation la turbine (14a, 14b) solidaire en rotation du compresseur (12a, 12b), la turbomachine (1) comprenant un système d’injection de vapeur d’eau (10) dans le flux d’air d’admission (FA), le système d’injection de vapeur d’eau (10) comprenant un dispositif de condensation (3) configuré pour condenser l’eau présente dans le flux d’échappement (FE), turbomachine caractérisée par le fait que le dispositif de condensation (3) est configuré pour condenser l’eau présente dans le flux d’échappement (FE) à partir de frigories présentes dans le flux de carburant (Q) alimentant la chambre de combustion (13). Turbomachine (1) selon la revendication 1, comprenant : au moins un échangeur de chaleur (6) dans lequel circule le flux de carburant (Q) alimentant la chambre de combustion (13) et au moins un circuit de fluide caloporteur (CC) configuré pour faire circuler un fluide caloporteur (FC) afin, d’une part, de refroidir le flux d’échappement (FE) dans le dispositif de condensation (3) et, d’autre part, de chauffer le flux de carburant (Q) dans l’échangeur de chaleur (6). Turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 2, dans laquelle la chambre de combustion (13) est configurée pour être alimentée à partir d’un flux de carburant (Q) issu d’un réservoir cryogénique (4). Turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans laquelle le système d’injection de vapeur d’eau (10) comprend un dispositif de vaporisation (2) configuré pour transformer l’eau condensée en vapeur d’eau (VE). Turbomachine (1) selon la revendication 4, dans laquelle le dispositif de vaporisation (2) est configuré pour injecter la vapeur d’eau (VE) en aval du compresseur (12a, 12b). Turbomachine (1) selon l’une des revendications 4 à 5, dans laquelle le dispositif de vaporisation (2) est configuré pour chauffer l’eau condensée en prélevant des calories dans le flux d’échappement (FE). Aéronef (20) comprenant au moins une turbomachine (1), selon l’une des revendications 1 à 6, pour la propulsion dudit aéronef. Aéronef (20) selon la revendication 7 comprenant un réservoir cryogénique (4) positionné dans un tronçon principal (22) de l’aéronef (20), le générateur de gaz étant relié à une aile (21) de l’aéronef (20), la turbomachine (1) comprenant au moins un échangeur de chaleur (6) dans lequel circule le flux de carburant (Q) alimentant la chambre de combustion (13) et au moins un circuit de fluide caloporteur (CC) configuré pour faire circuler un fluide caloporteur (FC) afin, d’une part, de refroidir le flux d’échappement (FE) dans le dispositif de condensation (3) et, d’autre part, de chauffer le flux de carburant (Q) dans l’échangeur de chaleur (6), l’échangeur de chaleur (6) étant positionné entre le réservoir cryogénique (4) et la chambre de combustion (13). Aéronef (20) selon la revendication 8, dans lequel, l’aile (21) comprenant une emplanture (23), l’échangeur de chaleur (6) est positionné à proximité de l’emplanture (23). Procédé d’utilisation d’une turbomachine (1) du type à injection de vapeur d’eau pour la propulsion d’un aéronef (20) selon l’une des revendications 1 à 6, le procédé comprenant des étapes consistant à : Injecter de la vapeur d’eau (VE) dans le flux d’air d’admission (FA), Réaliser une combustion dans la chambre de combustion (13) d’un mélange du flux d’air d’admission (FA) et du flux de carburant (Q) afin d’émettre un flux d’échappement (FE) pour entraîner en rotation la turbine (14a, 14b) solidaire en rotation du compresseur (12a, 12b), et Condenser l’eau présente dans le flux d’échappement (FE) à partir de frigories présentes dans le flux de carburant (Q) alimentant la chambre de combustion (13).