Procédé de détermination d’au moins une première quantité de chaleur (ThA) et au moins une deuxième quantité de chaleur (ThM) à fournir respectivement dans au moins un premier module de chauffage (31) et au moins un deuxième module de chauffage (32) d’un système de conditionnement (SC) de carburant configuré pour alimenter une turbomachine (M) d’aéronef (A) à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique (R), un flux de carburant (Q) circulant entre le réservoir cryogénique (R) et la turbomachine (M) via un circuit de carburant (1), le système de conditionnement (SC) étant défini dans un référentiel aéronef (REF-A) et un référentiel turbomachine (REF-M) distants l’un de l’autre, le réservoir cryogénique (R) étant positionné dans le référentiel aéronef (REF-A) et la turbomachine (M) étant positionnée dans le référentiel turbomachine (REF-M), l’aéronef (A) étant configuré pour évoluer selon une pluralité de phases de vol, le premier module de chauffage (31) étant monté dans le référentiel aéronef (REF-A) et configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) jusqu’à une température de circulation (Tc) à partir de la première quantité de chaleur (ThA), le deuxième module de chauffage (32) étant monté dans le référentiel turbomachine (REF-M) en aval du premier module de chauffage (31), le deuxième module de chauffage (32) étant configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) jusqu’à une température d’injection (Ti) à partir de la deuxième quantité de chaleur (ThM), au moins une conduite de liaison (L) reliant le premier module de chauffage (31) au deuxième module de chauffage (32), la conduite de liaison (L) étant configurée pour faire circuler un flux de carburant (Q) dans un état monophasique gazeux, le flux de carburant (Q) possédant : au moins une première enthalpie prédéterminée (HC1) à un point d’entrée (P1) positionné sur le circuit de carburant (1) en sortie du réservoir cryogénique (R), au moins une deuxième enthalpie (HC2) à un point de transfert (P2) positionné sur le circuit de carburant (1) en entrée de la conduite de liaison (L), au moins une troisième enthalpie prédéterminée (HC3) à un point de sortie (P3) positionné sur le circuit de carburant (1) en entrée de la turbomachine (M), une base de données (BdD) de couples d’une première quantité de chaleur (ThA) et d’une deuxième quantité de chaleur (ThM) étant accessible, chaque couple de quantités de chaleur (ThA, ThM) étant associé à une plage élémentaire (HC2-1, HC2-2, …, HC2-X) de deuxième enthalpie (HC2), chaque plage élémentaire (HC2-X) étant dimensionnée pour la pluralité de phases de vol de l’aéronef (A), le procédé comprend les étapes consistant à : déterminer (E1) une plage globale (HC2-G) de deuxième enthalpie (HC2) définie entre une première borne de deuxième enthalpie (HC2a) et une deuxième borne de deuxième enthalpie (HC2b), à partir de : la première enthalpie prédéterminée (HC1) au point d’entrée (P1), la troisième enthalpie prédéterminée (HC3) au point de sortie (P3), et des 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 (E3), dans la base de données (BdD), au moins un couple de quantités de chaleur (ThA, ThM) dont la plage élémentaire (HC2-X) est comprise entièrement dans la plage globale (HC2-G) de manière à déterminer la première quantité de chaleur (ThA) et la deuxième quantité de chaleur (ThM). Procédé de détermination selon la revendication 1, dans lequel la base de données (BdD) associant pour chaque couple de quantités de chaleur (ThA, ThM), au moins un couple d’un premier module de chauffage (31) et d’un deuxième module de chauffage (32), le procédé comprend une étape de détermination (E4), dans la base de données (BdD), d’au moins un couple de modules de chauffage (31, 32). Procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 2, dans lequel chaque module de chauffage (31, 32) est choisi, seul ou en combinaison, parmi : un échangeur de chaleur, un système de chauffage électrique, un système de stockage thermique, une pile à combustible, une turbine à gaz, un brûleur. Procédé de détermination selon la revendication 3, dans lequel au moins l’un du premier module de chauffage (31) et/ou du deuxième module de chauffage (32) étant un échangeur de chaleur configuré pour réchauffer le flux de carburant (Q) à partir de calories transférées par au moins une source chaude (SA, SM), la base de données (BdD) associant pour chaque module de chauffage (31, 32) correspondant à un échangeur de chaleur, une source chaude (SA, SM) à utiliser, le procédé comprend un étape de détermination (E5), dans la base de données (BdD), de la source de chaleur (SA, SM) à utiliser dans l’échangeur de chaleur pour réchauffer le flux de carburant (Q). Procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la plage globale (HC2-G) de deuxième enthalpie (HC2) est déterminée (E1) à partir des formules : γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert est égal à 0,309, et γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert est égal à 0,681. Procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la plage globale (HC2-G) de deuxième enthalpie (HC2) est déterminée (E1) à partir des formules : γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert est égal à 0,157, et γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert est égal à 0,778. Procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 4, dans lequel la plage globale (HC2-G) de deuxième enthalpie (HC2) est déterminée (E1) à partir des formules : γRmin=min[(HC2a-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert est égal à 0,073, et γRmax=max[(HC2b-HC1)/(HC3-HC1)] dans laquelle le critère de transfert est égal à 0,401. Système de détermination (SD) d’au moins une première quantité de chaleur (ThA) et au moins une deuxième quantité de chaleur (ThM) à fournir respectivement dans au moins un premier module de chauffage (31) et au moins un deuxième module de chauffage (32) d’un système de conditionnement (SC) de carburant configuré pour alimenter une turbomachine (M) d’aéronef (A) à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique (R), le système de détermination (SD) étant configuré pour mettre en œuvre la procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 7, le système de conditionnement (SC) étant défini dans un référentiel aéronef (REF-A) et un référentiel turbomachine (REF-M) distants l’un de l’autre, le réservoir cryogénique (R) étant positionné dans le référentiel aéronef (REF-A) et la turbomachine (M) étant positionnée dans le référentiel turbomachine (REF-M), l’aéronef (A) étant configuré pour évoluer selon une pluralité de phases de vol, le système de conditionnement (SC) comprenant : un circuit de carburant (1) relié en entrée au réservoir cryogénique (R) et en sortie à la turbomachine (M), un flux de carburant (Q) circulant dans le circuit de carburant (1), au moins un premier module de chauffage (31) monté dans le référentiel aéronef (REF-A), le premier module de chauffage (31) étant configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) jusqu’à une température de circulation (Tc) à partir de la première quantité de chaleur (ThA), au moins un deuxième module de chauffage (32) monté en aval du premier module de chauffage (31) dans le référentiel turbomachine (REF-M), le deuxième module de chauffage (32) étant configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) jusqu’à une température d’injection (Ti) à partir de la deuxième quantité de chaleur (ThM), au moins une conduite de liaison (L) reliant le premier module de chauffage (31) au deuxième module de chauffage (32), la conduite de liaison (L) étant configurée pour faire circuler un flux de carburant (Q) dans un état monophasique gazeux, le flux de carburant (Q) possédant : au moins une première enthalpie prédéterminée (HC1) à un point d’entrée (P1) positionné sur le circuit de carburant (1) en sortie du réservoir cryogénique (R), au moins une deuxième enthalpie (HC2) à un point de transfert (P2) positionné sur le circuit de carburant (1) en entrée de la conduite de liaison (L), au moins une troisième enthalpie prédéterminée (HC3) à un point de sortie (P3) positionné sur le circuit de carburant (1) en entrée de la turbomachine (M), le système de détermination (SD) comprenant : une base de données (BdD) de plages élémentaires (HC2-1, HC2-2, …, HC2-X) de deuxièmes enthalpies (HC2), chaque plage élémentaire (HC2-X) étant dimensionnée pour la pluralité de phases de vol de l’aéronef (A), la base de données (BdD) étant configurée pour associer pour chaque plage élémentaire (HC2-X), au moins un couple d’une première quantité de chaleur (ThA) et d’une deuxième quantité de chaleur (ThM), un calculateur (9) configuré pour : déterminer une plage globale (HC2-G) de deuxième enthalpie (HC2) entre une première borne de deuxième enthalpie (HC2a) et une deuxième borne de deuxième enthalpie (HC2b), à partir de : la première enthalpie prédéterminée (HC1) au point d’entrée (P1), la troisième enthalpie prédéterminée (HC3) au point de sortie (P3), et des 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 (BdD), au moins un couple de quantités de chaleur (ThA, ThM) dont la plage élémentaire (HC2-X) est comprise entièrement dans la plage globale (HC2-G). Système de conditionnement (SC) de carburant configuré pour alimenter une turbomachine (M) d’aéronef (A) à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique (R), le système de conditionnement (SC) étant défini dans un référentiel aéronef (REF-A) et un référentiel turbomachine (REF-M) distants l’un de l’autre, le réservoir cryogénique (R) étant positionné dans le référentiel aéronef (REF-A) et la turbomachine (M) étant positionnée dans le référentiel turbomachine (REF-M), l’aéronef (A) étant configuré pour évoluer selon une pluralité de phases de vol, le système de conditionnement (SC) comprenant : un circuit de carburant (1) relié en entrée au réservoir cryogénique (R) et en sortie à la turbomachine (M), un flux de carburant (Q) circulant dans le circuit de carburant (1), au moins un premier module de chauffage (31) monté dans le référentiel aéronef (REF-A), le premier module de chauffage (31) étant configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) jusqu’à une température de circulation (Tc) à partir de la première quantité de chaleur (ThA), au moins un deuxième module de chauffage (32) monté en aval du premier module de chauffage (31) dans le référentiel turbomachine (REF-M), le deuxième module de chauffage (32) étant configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) jusqu’à une température d’injection (Ti) à partir de la deuxième quantité de chaleur (ThM), au moins une conduite de liaison (L) reliant le premier module de chauffage (31) au deuxième module de chauffage (32), la conduite de liaison (L) étant configurée pour faire circuler un flux de carburant (Q) dans un état monophasique gazeux, le flux de carburant (Q) possédant : au moins une première enthalpie prédéterminée (HC1) à un point d’entrée (P1) positionné sur le circuit de carburant (1) en sortie du réservoir cryogénique (R), au moins une deuxième enthalpie (HC2) à un point de transfert (P2) positionné sur le circuit de carburant (1) en entrée de la conduite de liaison (L), au moins une troisième enthalpie prédéterminée (HC3) à un point de sortie (P3) positionné sur le circuit de carburant (1) en entrée de la turbomachine (M), système de conditionnement (SC) dans lequel, la deuxième enthalpie (HC2) du flux de carburant (Q) est comprise dans un intervalle [HC2a, HC2b] respectant 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. Aéronef (A) comprenant un réservoir cryogénique (R), une turbomachine (M) et un système de conditionnement (SC) selon la revendication 9 pour alimenter la turbomachine (M) à partir de carburant (Q) issu du réservoir cryogénique (R).