Procédé de détermination d’au moins une quantité de chaleur (Th) à fournir dans au moins un module de chauffage (3) d’un système de conditionnement (SC) de carburant configuré pour alimenter une turbomachine (M) d’aéronef 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), l’aéronef (A) étant configuré pour évoluer selon une pluralité de phases de vol, le module de chauffage (3) étant configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) à partir de la quantité de chaleur (Th), le flux de carburant (Q) possédant : au moins une première enthalpie spécifique (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 spécifique (HC2) à un point de sortie (P2) positionné sur le circuit de carburant (1) en entrée de la turbomachine (M), une base de données (BdD) de quantités de chaleur (Th) étant accessible, chaque quantité de chaleur (Th) étant associée à une plage élémentaire (HC2-1, HC2-2, …, HC2-X) de deuxièmes enthalpies spécifiques (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 une plage globale (HC2-G) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2) définie, entre une première borne de deuxième enthalpie spécifique (HC2a) et une deuxième borne de deuxième enthalpie spécifique (HC2b), à partir de : la première enthalpie spécifique prédéterminée (HC1) au point d’entrée (P1), et des formules suivantes : γmin = min[(HC2a-HC1)/10 6 ] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035, γmax = max[(HC2b-HC1)/10 6 ] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712. déterminer, dans la base de données, la quantité de chaleur (Th) dont la plage élémentaire (HC2-x) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2) est entièrement comprise dans la plage globale (HC2-G) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2) de manière à déterminer la quantité de chaleur (Th) à apporter dans le module de chauffage (3). Procédé de détermination selon la revendication 1, dans lequel la base de données associant pour chaque quantité de chaleur (Th), au moins un module de chauffage (3), le procédé comprend une étape de détermination (E1), dans la base de données (BdD), d’au moins un module de chauffage (3) à utiliser dans le système de conditionnement (SC). Procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 2, dans lequel 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), le système de conditionnement (SC) comprenant au moins un premier module de chauffage (31), monté dans le référentiel aéronef (REF-A) et configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) à partir d’une première quantité de chaleur (ThA), et au moins un deuxième module de chauffage (32), monté dans le référentiel turbomachine (REF-M) et configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) à partir d’une deuxième quantité de chaleur (ThM), la base de données (BdD) associant pour chaque couple d’une pluralité de couples de quantités de chaleur (ThA, ThM) une plage élémentaire (HC2-1, HC2-2, …, HC2-X) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2), chaque plage élémentaire (HC2-X) étant dimensionnée pour la pluralité de phases de vol de l’aéronef (A), l’étape de détermination (E3) du procédé permet de déterminer 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) à apporter dans le premier module de chauffage (31) et la deuxième quantité de chaleur (ThM) à apporter dans le deuxième module de chauffage (32). Procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 3, dans lequel le module de chauffage (3) 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 l’une des revendications 1 à 4, dans lequel le module de chauffage (3) 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 (3) 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) à utiliser dans le module de chauffage (3) pour réchauffer le flux de carburant (Q). Procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la plage globale (HC2-G) de deuxième enthalpie spécifique (HC2) est déterminée (E1) à partir des formules : γmin = min[(HC2a-HC1)/10 6 ] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035, et γmax = max[(HC2b-HC1)/10 6 ] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 4,507. Procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 5, dans lequel la plage globale (HC2-G) de deuxième enthalpie spécifique (HC2) est déterminée (E1) à partir des formules : γmin = min[(HC2a-HC1)/10 6 ] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 4,034, et γmax = max[(HC2b-HC1)/10 6 ] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712. Système de détermination (SD) d’au moins une quantité de chaleur (Th) à fournir dans au moins un module de chauffage (3) d’un système de conditionnement (SC) de carburant configuré pour alimenter une turbomachine (M) d’aéronef à partir de carburant issu d’un réservoir cryogénique (R), le système de détermination (SD) étant configuré pour mettre en œuvre le procédé de détermination selon l’une des revendications 1 à 7, 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 module de chauffage (3) configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) à partir de la quantité de chaleur (Th), le flux de carburant (Q) possédant : au moins une première enthalpie spécifique (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 spécifique (HC2) à un point de sortie (P2) 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 quantités de chaleur (Th) étant accessible, chaque quantité de chaleur (Th) étant associée à une plage élémentaire (HC2-1, HC2-2, …, HC2-X) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2), chaque plage élémentaire (HC2-X) étant dimensionnée pour la pluralité de phases de vol de l’aéronef (A), un calculateur (9) configuré pour déterminer une plage globale (HC2-G) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2) définie, entre une première borne de deuxième enthalpie spécifique (HC2a) et une deuxième borne de deuxième enthalpie spécifique (HC2b), à partir de : la première enthalpie spécifique prédéterminée (HC1) au point d’entrée (P1), et des formules suivantes : γmin = min[(HC2a-HC1)/10 6 ] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035, γmax = max[(HC2b-HC1)/10 6 ] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712. déterminer, dans la base de données, la quantité de chaleur (Th) dont la plage élémentaire (HC2-x) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2) est entièrement comprise dans la plage globale (HC2-G) de deuxièmes enthalpies spécifiques (HC2) de manière à déterminer la quantité de chaleur (Th) à apporter dans le module de chauffage (3). 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), 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 module de chauffage (3) configuré pour chauffer le flux de carburant (Q) à partir de la quantité de chaleur (Th), le flux de carburant (Q) possédant : au moins une première enthalpie spécifique (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 spécifique (HC2) à un point de sortie (P2) positionné sur le circuit de carburant (1) en entrée de la turbomachine (M), système de conditionnement (SC) dans lequel la deuxième enthalpie spécifique (HC2) du flux de carburant (Q) est comprise dans un intervalle [HC2a ; HC2b] respectant les formules suivantes : γmin = min[(HC2a-HC1)/10 6 ] dans laquelle γmin est un critère de transfert égal à 2,035, γmax = max[(HC2b-HC1)/10 6 ] dans laquelle γmax est un critère de transfert égal à 6,712. 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).