L’invention concerne également un système de détermination d’au moins une première quantité de chaleur et au moins une deuxième quantité de chaleur à fournir respectivement dans au moins un premier module de chauffage et au moins un deuxième module de chauffage d’un système de conditionnement de carburant configuré pour alimenter une turbomachine d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique, le système de détermination étant configuré pour mettre en œuvre la procédé de détermination tel que décrit précédemment, le système de conditionnement étant défini dans un référentiel aéronef et un référentiel turbomachine distants l’un de l’autre, le réservoir cryogénique étant positionné dans le référentiel aéronef et la turbomachine étant positionnée dans le référentiel turbomachine, l’aéronef étant configuré pour évoluer selon une pluralité de phases de vol, le système de conditionnement comprenant : un circuit de carburant relié en entrée au réservoir cryogénique et en sortie à la turbomachine, un flux de carburant circulant dans le circuit de carburant, au moins un premier module de chauffage monté dans le référentiel aéronef, le premier module de chauffage étant configuré pour chauffer le flux de carburant jusqu’à une température de circulation à partir de la première quantité de chaleur, au moins un deuxième module de chauffage monté en aval du premier module de chauffage dans le référentiel turbomachine, le deuxième module de chauffage étant configuré pour chauffer le flux de carburant jusqu’à une température d’injection à partir de la deuxième quantité de chaleur, au moins une conduite de liaison reliant le premier module de chauffage au deuxième module de chauffage, la conduite de liaison étant configurée pour faire circuler un flux de carburant dans un état monophasique gazeux, le flux de carburant possédant : au moins une première enthalpie prédéterminée à un point d’entrée positionné sur le circuit de carburant en sortie du réservoir cryogénique, au moins une deuxième enthalpie à un point de transfert positionné sur le circuit de carburant en entrée de la conduite de liaison, au moins une troisième enthalpie prédéterminée à un point de sortie positionné sur le circuit de carburant en entrée de la turbomachine. le système de détermination comprenant : une base de données de plages élémentaires de deuxièmes enthalpies, chaque plage élémentaire étant dimensionnée pour la pluralité de phases de vol de l’aéronef, la base de données étant configurée pour associer pour chaque plage élémentaire, au moins un couple d’une première quantité de chaleur et d’une deuxième quantité de chaleur, un calculateur configuré pour : déterminer une plage globale de deuxième enthalpie entre une première borne de deuxième enthalpie et une deuxième borne de deuxième enthalpie, à partir de : la première enthalpie prédéterminée au point d’entrée, la troisième enthalpie prédéterminée au point de sortie, et les formules suivantes : γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle γRmin est un critère de transfert égal à 0,073, γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle γRmax est un critère de transfert égal à 0,778, déterminer, dans la base de données, au moins un couple de quantités de chaleur dont la plage élémentaire est comprise entièrement dans la plage globale.