FR 3155371 A1 20250516 FR 2312448 A 20231114 Système propulsif comportant au moins une turbomachine (1) et une pile à combustible (3) à haute température reliée à un circuit électrique (4) ; la turbomachine (1) comprenant au moins un compresseur (11) et une chambre de combustion (12) ; la pile à combustible comprenant au moins une cellule électrochimique (31), un circuit d’alimentation en combustible (32) de la cellule électrochimique, un circuit d’alimentation en air (33) de la cellule électrochimique, un circuit d’évacuation (35) d’air et de vapeur d’eau hors de la cellule électrochimique. Le circuit d’alimentation en air comprend un dispositif de vanne (36) ayant une première entrée reliée à une prise d’air extérieur et une deuxième entrée reliée à un port du compresseur de la turbomachine pour sélectivement raccorder le circuit d’alimentation en air à la prise d’air extérieur et au port du compresseur FIGURE DE L’ABREGE : [Fig. 1] Système propulsif pourvu d’une pile à combustible à haute température à intégration optimisée. La présente invention concerne le domaine de la propulsion de véhicules, notamment, aéronautiques et plus particulièrement la gestion de l’énergie dans les systèmes de propulsion. ARRIERE PLAN DE L’INVENTION 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. Dans le but d’améliorer l'efficacité énergétique 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. 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 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’avions, 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… Dans ce but, il a été envisagé, dans les avions, d’alimenter le réseau électrique de bord par une pile à combustible alimentée en dihydrogène. On rappelle qu’une pile à combustible comprend au moins une cellule électrochimique, un premier dispositif d’alimentation de la cellule électrochimique en dihydrogène, un deuxième dispositif d’alimentation de la cellule électrochimique en dioxygène, et un dispositif d’évacuation, hors la cellule électrochimique, de l’eau et de la chaleur produites. La cellule électrochimique comporte deux électrodes à savoir une anode sur laquelle se produit une oxydation du dihydrogène qui est un combustible réducteur et une cathode sur laquelle se produit une réduction du dioxygène qui est un oxydant. Les deux électrodes sont séparées par un électrolyte qui : permet le passage d’ions entre les électrodes, bloque les électrons pour les obliger à passer entre les deux électrodes par un circuit électrique externe qui est relié aux deux électrodes et auquel sont connectés les équipements que la cellule électrochimique doit alimenter en électricité, joue un rôle de membrane en s’opposant au passage des gaz d’une électrode à l’autre. Plusieurs technologies de piles à combustible existent dont certaines nécessite une température relativement haute (plus de 200°C environ) pour fonctionner. Ces piles à combustible sont dites à haute température. Parmi celles-ci, on trouve les piles à combustible à oxydes solides (ou SOFC de l’anglais Solid Oxyd Fuel Cell ) dans lesquelles l’électrolyte est un oxyde solide, généralement une céramique comme l’oxyde de zirconium, et nécessite une température comprise entre 400° et 1000°C pour avoir une conductivité ionique suffisante pour le fonctionnement de la cellule électrochimique. Il existe également les piles à combustible à carbonate fondu (ou MCFC de l’anglais Molten-Carbonate Fuel Cell ), dans lesquelles l’électrolyte comprend des sels de carbonate fondu dispersés dans une matrice céramique poreuse, qui fonctionnent à partir de 650°C environ. Il existe en outre les piles à combustible à membrane échangeuse de protons à haute température (ou HT-PEM ou HT-PEMFC de l’anglais High Temperature Proton Exchange Membrane Fuel Cell , ou High Temperature Polymer Electrolyte Membrane Fuel Cell , ou PEMHT) dont l’électrolyte est une membrane polymère et qui fonctionne à partir de 100°C environ. OBJET DE L’INVENTION L’invention a notamment pour but d’augmenter la contribution de la pile à combustible dans la fourniture d’énergie d’un aéronef. A cet effet, on prévoit, selon l’invention un système propulsif comportant au moins une turbomachine et une pile à combustible à haute température reliée à un circuit électrique. La turbomachine comprend au moins un compresseur et une chambre de combustion. La pile à combustible comprend au moins une cellule électrochimique, un circuit d’alimentation en combustible de la cellule électrochimique, un circuit d’alimentation en air de la cellule électrochimique, un circuit d’évacuation d’air et de vapeur d’eau hors de la cellule électrochimique. Le circuit d’alimentation en air comprend un dispositif de vanne ayant une première entrée reliée à une prise d’air extérieur et une deuxième entrée reliée à un port du compresseur de la turbomachine pour sélectivement raccorder le circuit d’alimentation en air à la prise d’air extérieur et au port du compresseur. Ainsi, il est possible d’exploiter cette température de fonctionnement relativement haute de la pile à combustible pour mieux intégrer la pile à combustible dans l’architecture énergétique de l’aéronef. En particulier, l’alimentation de la pile à combustible en air pressurisé permet d’améliorer le rendement de la pile à combustible et d’en augmenter la puissance maximale. On pourra aussi assister le fonctionnement de la turbomachine, notamment au démarrage, et/ou exploiter la chaleur des produits évacués de la pile à combustible pour fournir de l’énergie à des équipements du véhicule pourvu du système propulsif selon l’invention. Selon des caractéristiques optionnelles, utilisées individuellement ou tout ou partie en combinaison : le circuit d’évacuation alimente un compresseur auxiliaire ayant une sortie reliée à la chambre de combustion de la turbomachine ; la turbomachine entraine en rotation un arbre d’entraînement lié en rotation à un organe de propulsion et le circuit électrique est relié à une machine électrique ayant un arbre d’entrée/sortie relié mécaniquement à l’arbre d’entraînement ; le circuit d’évacuation est relié à un échangeur thermique intégré dans un canal agencé pour générer une poussée additionnelle par effet Meredith ; le circuit d’évacuation est relié à un circuit de fluide de dégivrage ; le circuit d’évacuation est relié à une entrée chaude d’un échangeur thermique du circuit de fluide de dégivrage ; le circuit d’évacuation est relié à une entrée d’un condenseur ayant une sortie gaz en communication avec le circuit de fluide de dégivrage et une sortie liquide reliée à un port d’injection débouchant dans la chambre de combustion ; le circuit d’évacuation est relié à une entrée d’une turbine entrainant en rotation un générateur électrique relié au réseau électrique ; le circuit d’évacuation est relié à une entrée chaude d’un échangeur thermique d’une machine à cycle organique de Rankine comportant une turbine entrainant un générateur relié au réseau électrique ; le circuit d’alimentation en combustible est relié à une entrée froide d’un condenseur de la machine à cycle organique de Rankine. De préférence, le système comprend une unité électronique de commande agencée pour : coupler la pile à combustible et la turbomachine lors de la phase de décollage et en croisière ; découpler la pile à combustible et la turbomachine lorsque la turbomachine est au ralenti ou en croisière lorsque la turbomachine est défaillante. Dans le cas d’un aéronef, avec un découplage lorsque l’aéronef est au sol, la pile à combustible fournit de l’énergie pour assister le démarrage de la turbomachine et/ou pour un taxiage électrique (turbomachine à l’arrêt ou au ralenti). En cas de panne de la turbomachine en vol, l’unité électronique de commande commande le découplage pour que la pile à combustible assiste le redémarrage de la turbomachine. Le couplage de la pile à combustible et de la turbomachine permet d'optimiser le rendement énergétique du système propulsif par exemple en : injectant de la vapeur dans la chambre de combustion de la turbomachine afin de réduite les oxydes d’azote (NOx) et réduire la consommation de carburant ; injectant du couple sur machine électrique de la turbomachine (gains d'hybridation interne) ; améliorant le rendement de la pile à combustible par le prélèvement d’air de la turbomachine ; réduisant l s transitoires de la pile à combustible par injection de couple vers le compresseur d'air (puissance électrique prélevée sur la turbomachine). D’autres caractéristiques et avantages de l’invention ressortiront à la lecture de la description qui suit de modes de réalisation particuliers et non limitatifs de l’invention. Il sera fait référence aux dessins annexés, parmi lesquels : FIG. 1 la FIG. 1 est une représentation schématique d’un aéronef selon un premier mode de réalisation de l’invention ; FIG. 2 la FIG. 2 est une représentation schématique d’un aéronef selon un deuxième mode de réalisation de l’invention ; FIG. 3 la FIG. 3 est une représentation schématique d’un aéronef selon un troisième mode de réalisation de l’invention ; FIG. 4 la FIG. 4 est une représentation schématique d’un aéronef selon un quatrième mode de réalisation de l’invention ; FIG. 5 la FIG. 5 est une représentation schématique d’un aéronef selon un cinquième mode de réalisation de l’invention ; FIG. 6 la FIG. 6 est une représentation schématique d’un aéronef selon une variante du premier mode de réalisation de l’invention. DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION En référence à la FIG. 1 , l’invention est ici décrite en application à un avion A comprenant une turbomachine 1 associée à une hélice 2, une pile à combustible 3 et un réseau électrique de bord 4. La turbomachine 1, connue en elle-même, comprend schématiquement un compresseur 11, une chambre de combustion 12, une turbine 13 entraînant en rotation un arbre 14 lié en rotation à l’hélice 2 par une boîte de vitesse 5 et à un arbre d’entrée/sortie d’une machine électrique 6 reliée au réseau électrique 4. Il existe des arbres intermédiaires et d’autres composants qui n’ont pas été décrits ici pour ne pas compliquer la description. La machine électrique 6 est agencée et pilotée de façon connue en elle-même pour sélectivement entraîner en rotation l’arbre 14 (mode moteur : par exemple pour l’assistance au démarrage) ou pour que l’arbre d’entrée/sortie soit entraîné en rotation par l’arbre 14 pour alimenter le réseau électrique 4 (mode générateur : par exemple lors des phases de vol). La structure et le fonctionnement de la turbomachine 1 sont connus en eux-mêmes et ne seront pas plus détaillés ici. La pile à combustible 3 est ici de type SOFC et comprend une pluralité de cellules électrochimiques 31 (également appelées cellules électrolytiques), un dispositif d’alimentation en dihydrogène 32 des cellules électrochimiques 31, un dispositif d’alimentation en dioxygène 33 des générateurs électrochimiques 31, un circuit électrique externe 34 relié aux cellules électrochimiques 31 et un circuit d’évacuation de fluide 35 également relié aux cellules électrochimiques 31. La pile à combustible 3 comprend également, de manière connue en elle-même, d’autres composants qui ne sont pas mentionnés ici car sans lien particulier avec l’invention. Chaque cellule électrochimique 31 comporte deux électrodes à savoir une anode pour produire une oxydation du dihydrogène et une cathode pour produire une réduction du dioxygène. Ces électrodes sont reliées électriquement en série au circuit électrique externe 34. Les électrodes sont positionnées de part et d’autre d’un électrolyte solide, formé d’une céramique à base d’un oxyde comme un oxyde de zirconium, chargé d’assurer une conductivité ionique entre les électrodes et de bloquer le passage des électrons entre les électrodes pour les forcer à passer par le circuit électrique externe 34 qui alimente le réseau électrique 4 (et plus particulièrement la partie du réseau électrique 4 alimentant les équipements non-propulsifs comme les ordinateurs et calculateurs de bord, la climatisation, la signalisation, l’éclairage…). L’électrolyte bloque également le passage des gaz entre les électrodes. Chaque cellule électrochimique 31 comprend de manière connue en elle-même une entrée de dihydrogène, une sortie de l’excédent de dihydrogène, une entrée d’air et une sortie pour de l’air appauvri en oxygène et de la vapeur d’eau. Les cellules électrochimiques 31 sont reliées entre elles en série d’un point de vue électrique et en parallèle d’un point de vue fluidique. Le dispositif d’alimentation en dihydrogène 32 comprend de façon connue en elle-même un circuit de dihydrogène qui est relié à un réservoir de dihydrogène sous pression et alimente les cellules électrochimiques 31 du côté de l’anode, et une pompe positionnée dans le circuit de dihydrogène et entraînée par un moteur électrique auxiliaire pour faire circuler le dihydrogène dans les cellules électrochimiques 31 via l’entrée de dihydrogène et la sortie de dihydrogène. La pompe permet ainsi de faire circuler le dihydrogène dans le circuit de dihydrogène. Le circuit de dihydrogène est connu en lui-même et peut également comprendre un filtre, un réchauffeur, un humidificateur, un séparateur, des vannes, des capteurs… Le dispositif d’alimentation en dioxygène 33 comprend de façon connue en elle-même un circuit d’air alimentant les cellules électrochimiques 31 du côté de la cathode via l’entrée d’air, et un premier compresseur auxiliaire placé dans le circuit d’air et entrainé par un moteur électrique auxiliaire. Le premier compresseur auxiliaire permet un réglage de la pression et du débit d’air introduit dans les cellules électrochimiques 31, cette pression et ce débit conditionnant les performances des cellules électrochimiques 31. Le circuit d’air est connu en lui-même et peut également comprendre un filtre, un réchauffeur, un humidificateur, un séparateur, des vannes, des capteurs… Les sorties d’air appauvri et de vapeur d’eau des cellules électrochimiques 31 sont reliées en parallèle au circuit d’évacuation 35. Selon une première caractéristique de l’invention, le circuit d’air comprend un dispositif de vanne 36 ayant une première entrée reliée à une prise d’air extérieur 37 et une deuxième entrée reliée à un port du compresseur 11 de la turbomachine 1 pour sélectivement raccorder le circuit d’alimentation en air à la prise d’air extérieur 37 et à un port de prélèvement du compresseur 11. Selon une deuxième caractéristique de l’invention, le circuit d’évacuation 35 alimente un deuxième compresseur auxiliaire 38 ayant une sortie reliée par un injecteur à la chambre de combustion 12 de la turbomachine 1. Plus précisément, le circuit d’évacuation 35 est relié à une entrée d’un dispositif de vanne 39 ayant une première sortie reliée au compresseur auxiliaire 38 et une deuxième sortie reliée à un évent 40 en communication avec l’air extérieur. Le compresseur auxiliaire 38 est actionné par un moteur électrique auxiliaire de préférence alimenté par le circuit électrique externe 34. Selon une troisième caractéristique de l’invention, le circuit électrique externe 34 est relié à la machine électrique 6. La pile à combustible 3, et plus particulièrement les organes pilotables de la pile à combustible 3, dont les dispositifs de vanne 36, 39 et des commutateurs électriques du circuit électrique externe 34, sont reliés à une unité électronique de commande 7 qui comprend au moins un processeur et une mémoire contenant au moins un programme informatique exécutable par le processeur. Ce programme comprend des instructions agencées pour piloter lesdits organes en fonction des phases de vol, d’instruction de commandes du pilote de l’aéronef A, de valeurs de consigne élaborées à partir desdites instructions de commande, de paramètres de fonctionnement interne de la turbomachine 1 (notamment fournis par des capteurs équipant la turbomachine 1), de paramètres de fonctionnement externe de l’aéronef A (notamment fournis par des capteurs équipant l’aéronef A)… L’unité électronique de commande 7 est ainsi programmée pour commander le dispositif de vanne 36 pour raccorder le circuit d’alimentation en air soit à la prise d’air extérieur 37 soit au port du compresseur 11 de la turbomachine 1. Ainsi, la pile à combustible 3 peut être alimentée en air, suivant la phase de vol considérée, soit par prélèvement d’air sur la turbomachine 1 (le fonctionnement de la pile à combustible 3 est alors couplée à celui de la turbomachine 1 ; par exemple pour apporter un surcroît de puissance au décollage ou pour optimiser la consommation énergétique en croisière), soit par la prise extérieure d’air (le fonctionnement de la pile à combustible 3 est alors découplée de celui de la turbomachine 1 ; par exemple lorsque l’aéronef est au sol et la turbomachine est au ralenti, ou en cas de panne). Par exemple, le fonctionnement autonome de la pile à combustible 3 nécessite que les cellules électrochimiques 31 soient à une température comprise entre 400°C et 1000°C : on comprend que, lorsque la turbomachine 1 fonctionne, l’air provenant du compresseur 11 est plus chaud que celui provenant de la prise d’air extérieur 37. L’injection d’air pressurisé et chaud dans la pile à combustible 3 permet d’augmenter le rendement énergétique et la puissance maximale de la pile à combustible 3. Il est donc plus intéressant pour démarrer la pile à combustible 3 de commander le dispositif de vanne 36 pour raccorder le circuit d’alimentation en air 33 au port du compresseur 11 lorsque la turbomachine 1 fonctionne. En revanche, lorsque la turbomachine 1 n’est pas en fonctionnement, le dispositif de vanne 36 est commandé pour raccorder le circuit d’alimentation en air 33 à la prise d’air extérieur 37. L’unité électronique de commande 7 est programmée pour commander le dispositif de vanne 36 pour raccorder le circuit d’évacuation 35 soit à l’évent 40 (en particulier lorsque la turbomachine 1 n’est pas démarrée) soit au port d’injection de la chambre de combustion 12 (lorsque la turbomachine 1 fonctionne). On rappelle que les produits évacués par le circuit d’évacuation 35 comprennent de l’air appauvri en oxygène et de l’eau essentiellement sous forme de vapeur. L’injection des produits évacués dans la chambre de combustion 12 permet d’augmenter la puissance spécifique de la turbomachine 1 et d’en améliorer le rendement thermique, ainsi que de réduire les oxydes d’azote en sortie de la chambre de combustion 12. Le compresseur auxiliaire 38 est agencé et piloté pour amener les produits évacués à une pression compatible avec leur injection dans la chambre de combustion 12. Comme on l’a vu, le circuit électrique externe 34 est agencé pour alimenter le réseau électrique 4 et plus particulièrement la partie non propulsive du réseau électrique 4. L’unité électronique de commande 7 peut commander les organes de commutation du circuit électrique externe 34 pour raccorder celui-ci à la machine électrique 6 pour commander celle-ci en moteur de manière que la machine électrique 6 fournisse un couple à la turbomachine 1 de manière à assister le démarrage de la turbomachine 1 (généralement au sol mais une telle assistance est utilisable pour le redémarrage de la turbomachine 1 en vol) ou apporter à celle-ci un surcroît de puissance, si la turbomachine 1 est déjà en fonctionnement, par exemple pour fournir une accélération temporaire (notamment en phase de décollage et/ou de montée TOP). En tenant compte de cet apport de puissance, il est possible de réduire les dimensions du compresseur 11 et/ou d’optimiser le fonctionnement de la turbomachine et par exemple réduire sa consommation de carburant et/ou la température des gaz d’échappement. En variante, on peut prévoir un dispositif d’e-taxiing (ou dispositif électrique de roulage) alimenté par le circuit électrique externe 34 et capable de déplacer l’aéronef A au sol. Le dispositif d’e-taxiing peut comprendre une ou plusieurs roues motorisées équipant le train d’atterrissage de l’aéronef A ou un moteur électrique qui peut être accouplé via un embrayage ou des crabots à un arbre d’entrée de la boîte de vitesse 5 de manière à entraîner en rotation l’hélice 2 alors même que la turbomachine 1 n’est pas en fonctionnement. Les éléments identiques ou analogues à ceux précédemment décrits porteront une référence numériques identiques à ceux-ci dans la description qui suit des autres modes de réalisation de l’invention. En référence à la FIG. 2 et selon le deuxième mode de réalisation, le circuit d’évacuation 35 est relié via le dispositif de vanne 39 à une entrée chaude d’un échangeur thermique 100 intégré dans un canal agencé sur l’aéronef A pour générer une poussée additionnelle par effet Meredith. De préférence, le canal en question est disposé dans la partie basse du fuselage de l’avion A en aval de l’hélice 2 et à proximité de la sortie du flux moteur de la turbomachine 1. De préférence, on utilisera un canal à section variable pour adapter le flux additionnel aux conditions de vol. Ce phénomène et son utilisation sur un aéronef sont connus en eux-mêmes et ne seront pas plus détaillés ici. En référence à la FIG. 3 et selon le troisième mode de réalisation, le circuit d’évacuation 35 est relié via le dispositif de vanne 39 à un circuit de dégivrage 110 agencé pour permettre un dégivrage de parties de l’aéronef A comme la voilure, l’hélice 2, et/ou l’entrée de la turbomachine 1. On comprend que la température des produits évacués est largement suffisante pour cette fonction de dégivrage. Les produits évacués peuvent être directement injectés dans le circuit de dégivrage 110 pour former le fluide de dégivrage ou être introduits dans l’entrée chaude d’un échangeur de chaleur réchauffant le fluide de dégivrage circulant dans le circuit de dégivrage 110. Dans le premier cas, il existe un risque que la vapeur d’eau des produits évacués se condense près des surfaces à dégivrer. Pour éviter cela, on relie la sortie des produits évacués à une entrée d’un condenseur 111 ayant une sortie gaz reliée au circuit de dégivrage et une sortie liquide reliée au port d’injection de la chambre de combustion 12. En référence à la FIG. 4 et selon le quatrième mode de réalisation, l’avion A comprend une machine à cycle organique de Rankine généralement désignée en 120 qui comprend un circuit de fluide caloporteur comportant un condenseur 121, une pompe 122, un échangeur thermique 123 et une turbine 124 entraînant un générateur 125 relié au réseau électrique 4. Le circuit d’évacuation 35 est relié via le dispositif de vanne 39 à une entrée chaude de l’échangeur thermique 123. De préférence alors, le circuit d’alimentation en dihydrogène 32 est relié à une entrée froide du condenseur 121 de la machine à cycle organique de Rankine 120. En référence à la FIG. 5 et selon le cinquième mode de réalisation, le circuit d’évacuation 35 est relié à une entrée d’une turbine 130 entraînant en rotation un générateur électrique 131 relié au réseau électrique 4. Plusieurs des modes de réalisation peuvent être combinés entre eux en tout ou partie. Par exemple : de préférence, les cinq modes de réalisation sont combinés entre eux pour assurer la meilleure intégration possible de la pile à combustible 3 dans l’architecture énergétique de l’aéronef A ; ou le premier mode de réalisation est combiné avec le deuxième mode de réalisation et le troisième mode de réalisation, et avec l’un ou l’autre des quatrième et cinquième mode de réalisation ; ou le premier mode de réalisation est combiné avec le deuxième mode de réalisation et l’un ou l’autre des troisième, quatrième et cinquième mode de réalisation ; ou le premier mode de réalisation est combiné avec le deuxième mode de réalisation et l’un ou l’autre des quatrième et cinquième mode de réalisation. Bien entendu, l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits mais englobe toute variante entrant dans le champ de l’invention telle que définie par les revendications. En particulier, l’avion peut avoir une autre structure que celle décrite. On notera que l’invention est décrite en relation avec une structure simplifiée d’aéronef pour mieux faire comprendre l’invention. Il va de soi qu’en réalité la structure de l’aéronef est beaucoup plus compliquée. Par exemple, une turbomachine comprend généralement plusieurs arbres et plusieurs compresseurs. D’ailleurs, si la turbomachine comprend un compresseur intermédiaire et un compresseur haute pression, le circuit d’alimentation en air des cellules électrochimiques peut être relié au compresseur intermédiaire et/ou au compresseur haute pression. De préférence pour une turbomachine à deux étages, on envisage une machine sur l'arbre du compresseur haute pression et une machine sur l'arbre du compresseur basse pression, les machines étant reliées à une unité de commande agencée pour piloter les machines indépendamment l’une de l’autre selon l'effet d'assistance à la turbomachine recherché. Par exemple encore, la pile à combustible comprend un circuit de commande qui n’a pas été détaillé ici. On notera que le combustible peut être différent du dihydrogène. Ainsi, dans la variante de la FIG. 6 , la pile à combustible 3 est alimentée via un réservoir de méthane. Le dispositif d’alimentation en dihydrogène 32 comprend alors un reformeur pour transformer le méthane en dihydrogène. La pile à combustible peut être d’un autre type que SOFC et par exemple MCFC ou PEMHT. On notera qu’un ensemble de pile à combustible MCFC peut fonctionner avec d’autres combustibles que le dihydrogène sans reformeur externe. La pile à combustible peut être placée au plus proche de la turbomachine 1 pour bénéficier de la chaleur dégagée par celle-ci, voire être intégrée à la turbomachine 1, de préférence entre le compresseur haute pression et la chambre de combustion. Système propulsif comportant au moins une turbomachine (1) et une pile à combustible (3) à haute température reliée à un circuit électrique (4) ; la turbomachine (1) comprenant au moins un compresseur (11) et une chambre de combustion (12) ; la pile à combustible comprenant au moins une cellule électrochimique (31), un circuit d’alimentation en combustible (32) de la cellule électrochimique, un circuit d’alimentation en air (33) de la cellule électrochimique, un circuit d’évacuation (35) d’air et de vapeur d’eau hors de la cellule électrochimique ; caractérisé en ce que le circuit d’alimentation en air comprend un dispositif de vanne (36) ayant une première entrée reliée à une prise d’air extérieur et une deuxième entrée reliée à un port du compresseur de la turbomachine pour sélectivement raccorder le circuit d’alimentation en air à la prise d’air extérieur et au port du compresseur. Système selon la revendication 1, dans lequel le circuit d’évacuation (35) alimente un compresseur auxiliaire (38) ayant une sortie reliée à la chambre de combustion (12) de la turbomachine (1). Système selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la turbomachine (1) entraine en rotation un arbre d’entraînement (14) lié en rotation à un organe de propulsion (2) et le circuit électrique (4) est relié à une machine électrique (6) ayant un arbre d’entrée/sortie relié mécaniquement à l’arbre d’entraînement (14). Système selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le circuit d’évacuation (35) est relié à un échangeur thermique (100) intégré dans un canal agencé pour générer une poussée additionnelle par effet Meredith. Système selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le circuit d’évacuation (35) est relié à un circuit de fluide de dégivrage (110). Système selon la revendication 5, dans lequel le circuit d’évacuation (35) est relié à une entrée chaude d’un échangeur thermique du circuit de fluide de dégivrage (110). Système selon la revendication 6, dans lequel le circuit d’évacuation (35) est relié à une entrée d’un condenseur (111) ayant une sortie gaz en communication avec le circuit de fluide de dégivrage (110) et une sortie liquide reliée à un port d’injection débouchant dans la chambre de combustion (12). Système selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le circuit d’évacuation (35) est relié à une entrée d’une turbine (130) entrainant en rotation un générateur électrique (131) relié au réseau électrique (4). Système selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le circuit d’évacuation (35) est relié à une entrée chaude d’un échangeur thermique (123) d’une machine à cycle organique de Rankine (120) comportant une turbine (124) entrainant un générateur (125) relié au réseau électrique (4). Système selon l’une quelconque des revendications précédentes, comprenant une unité électronique de commande (7) agencée pour : – coupler la pile à combustible et la turbomachine lors de la phase de décollage et en croisière ; – découpler la pile à combustible et la turbomachine lorsque la turbomachine est au ralenti ou en croisière lorsque la pile à combustible est défaillante.