Brevet FR3144220A1 — publié le 20240628

Un procédé (12000) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz (10) est décrit, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant un cœur de moteur (11) comprenant une turbine (17), un compresseur (14), une chambre de combustion (16) agencée pour brûler un carburant, et un arbre de cœur (26) reliant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur (11) ; un arbre de soufflante (42) ; un réducteur (30) qui reçoit une entrée provenant de l’arbre de cœur (26) et délivre en sortie un entraînement à la soufflante (23) par l’intermédiaire de l’arbre de soufflante (42) ; un système dʼéchange de chaleur comprenant au moins un échangeur de chaleur carburant-huile (1006) agencé pour transférer de la chaleur au carburant ; et une pompe à carburant (1003) agencée pour délivrer le carburant à la chambre de combustion (16), dans lequel la pompe à carburant (1003) est située en aval de l'au moins un échangeur de chaleur carburant-huile (1006). Le procédé (12000) comprend le fonctionnement (12200) du moteur à turbine à gaz (10) à l’aide d’un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure (WSD) à 25 °C. Figure pour l’abrégé : Figure 5 Transfert de chaleur La présente description se rapporte à des systèmes de propulsions d’aéronef, ainsi qu’à des procédés de fonctionnement d’aéronefs impliquant la gestion de différents fluides et le transfert de chaleur entre eux, et en particulier la gestion de propriétés de carburant à l’entrée de la chambre de combustion. Il existe une attente dans l’industrie aéronautique concernant une tendance à l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels généralement utilisés actuellement. Les carburants peuvent présenter des caractéristiques de carburant différentes par rapport aux carburants hydrocarbonés à base de pétrole. Ainsi, il existe un besoin de tenir compte de propriétés de carburant pour ces nouveaux carburants et d’ajuster les procédés de fonctionnement des moteurs à turbine à gaz. Selon un premier aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion agencée pour brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un arbre de soufflante ; un réducteur qui reçoit une entrée provenant de l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante par l’intermédiaire de l’arbre de soufflante ; un système dʼéchange de chaleur comprenant un ou plusieurs échangeurs de chaleur agencés pour transférer de la chaleur au carburant, le ou les échangeurs de chaleur comprenant au moins un échangeur de chaleur carburant-huile ; et une pompe à carburant agencée pour distribuer le carburant à la chambre de combustion, dans lequel la pompe à carburant est située en aval de l'au moins un échangeur de chaleur ; dans lequel le procédé comprend le contrôle du système dʼéchange de chaleur de manière à élever la température de carburant à au moins 135 °C à l’entrée de la chambre de combustion à des conditions de croisière. Les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durables, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que des paramètres aux conditions de croisière peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile que les carburants traditionnels. Cela peut améliorer le rendement de combustion du carburant. Par exemple, un carburant à température supérieure peut être moins visqueux, ce qui peut entraîner un motif de pulvérisation de tuyère et une taille de gouttelette différents au sein de la chambre de combustion, ce qui modifie le mélange carburant-air et améliore le rendement de combustion. Des températures de carburant plus élevées à l’entrée de la chambre de combustion peuvent également permettre un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant est en mesure d’absorber plus de chaleur). Le transfert de chaleur peut être optimisé pour adapter les caractéristiques de pulvérisation de carburant à l’intérieur de la chambre de combustion. L’écoulement de carburant à travers le ou les échangeurs de chaleur, et/ou une ou plusieurs autres propriétés du système d’échange de chaleur, peuvent être contrôlés de manière à élever la température de carburant jusqu’entre 135 °C et 170 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. L’écoulement de carburant peut être contrôlé de manière à élever la température de carburant entre 150 °C et 170 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. La température de carburant peut être élevée à au moins 150 °C, 170 °C, ou 190 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. L’écoulement de carburant peut être contrôlé de manière à élever la température de carburant jusqu’entre 135 et 150 °C, 135 et 160 °C, 135 et 170 °C, 135 et 180 °C, 135 et 190 °C, ou 135 et 200 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. L’écoulement de carburant peut être contrôlé de manière à élever la température de carburant à une moyenne d'au moins 140 °C, 150 °C, 160 °C, 170 °C, 180 °C, 190 °C, ou 200 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. L’écoulement de carburant peut être contrôlé de manière à élever la température de carburant à un maximum de 170 °C, 180 °C, 190 °C ou 200 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le réglage d'une température maximale peut servir à protéger la pompe à carburant et/ou les autres composants du moteur de températures trop élevées qui pourraient diminuer leur durée de vie. La pompe à carburant peut être située en aval de tous les échangeurs de chaleur du système d'échange de chaleur. Les températures de carburant à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière peuvent être définies en tant que moyenne pendant au moins 5 minutes, et éventuellement pendant dix minutes, en conditions de croisière à régime stationnaire. Ces températures moyennes ne comportent pas de pics transitoires de température, qui peuvent être définis comme des fluctuations de température du carburant en fonctionnement, souvent une élévation temporaire de la température. Chaque fluctuation peut ne pas durer plus de 5 minutes. Une température de carburant d’au moins 135 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière nécessite donc que la température de carburant reste à 135 °C ou plus pendant une période de temps, et un pic transitoire à une température supérieure à 135 °C n’est pas suffisant Le système d'échange de chaleur peut comprendre un échangeur de chaleur air-huile agencé pour transférer de la chaleur à partir de l'huile s'écoulant à travers celui-ci jusqu'à l'air. L'échangeur de chaleur air-huile et un échangeur de chaleur carburant-huile peuvent être agencés dans une configuration parallèle sur différentes branches d'un système à boucle d'huile. Le procédé peut comprendre l'ajustement de la quantité d'huile envoyée à l'échangeur de chaleur air-huile en fonction de la température de carburant. Le contrôle du système d’échange de chaleur de manière à élever la température de carburant peut donc comprendre le contrôle d’écoulement d’huile à travers un ou plusieurs échangeurs de chaleur. Dans des mises en œuvre avec deux échangeurs de chaleur carburant-huile – un échangeur de chaleur carburant-huile primaire et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire - le contrôle du système d'échange de chaleur de manière à élever la température de carburant peut en outre ou en variante comprendre l'ajustement d'une quantité de carburant envoyée à travers l'échangeur de chaleur carburant-huile primaire et l'échangeur de chaleur carburant-huile secondaire. Cet ajustement peut comprendre l’ajustement de la proportion de carburant envoyée vers le bas d’une conduite de contournement passant l’échangeur de chaleur, plutôt que d’être envoyée à travers l’échangeur de chaleur. Alternativement ou en complément, cet ajustement peut comprendre l’ajustement de la proportion de carburant qui est remise en circulation depuis une sortie d’un échangeur de chaleur en retour vers une entrée de cet échangeur de chaleur. L'échangeur de chaleur carburant-huile primaire et l'échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peuvent être situés sur des boucles d'huile distinctes – par exemple une boucle d'huile primaire agencée pour lubrifier et refroidir un réducteur du moteur et une boucle d'huile secondaire agencée pour lubrifier et refroidir un générateur d'entraînement intégré du moteur, comme décrit plus en détail ci-après. Le système d’échange de chaleur peut donc comprendre au moins une conduite de contournement agencée pour permettre au carburant ou à l’huile de contourner un échangeur de chaleur du système d’échange de chaleur. Le procédé peut comprendre l’ajustement de la quantité de carburant ou d’huile envoyée à travers la conduite de contournement en fonction de la température de carburant. Dans certaines mises en œuvre, le ou chaque échangeur de chaleur peut comprendre au moins une conduite de contournement, et peut comprendre deux conduites de contournement (une chacune pour le carburant et l'huile). Une ou plusieurs soupapes peuvent être actionnées pour effectuer l’ajustement de l’écoulement d'huile et/ou de l’écoulement de carburant. Un ou plusieurs capteurs de température peuvent être utilisés pour fournir une rétroaction pour un ajustement automatique, contrôlé par un contrôleur du système d'échange de chaleur, qui peut être un contrôleur dédié ou une partie du contrôleur électronique de moteur (EEC). Selon un deuxième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion agencée pour brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un arbre de soufflante ; un réducteur agencé pour recevoir une entrée provenant de l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante par l’intermédiaire de l’arbre de soufflante ; un système dʼéchange de chaleur comprenant au moins un échangeur de chaleur carburant-huile agencé pour transférer de la chaleur au carburant ; et une pompe à carburant agencée pour délivrer le carburant à la chambre de combustion, dans lequel la pompe à carburant est située en aval de l'au moins un échangeur de chaleur carburant-huile ; dans lequel le système dʼéchange de chaleur est agencé pour chauffer le carburant de manière à élever la température de carburant à au moins 135 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un réducteur d’accessoires et un arbre de pompe, dans lequel le réducteur d’accessoires reçoit une entrée provenant de l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la pompe à carburant par l’intermédiaire de l’arbre de pompe. La vitesse de pompe peut donc être liée à la vitesse de rotation de l’arbre de cœur, et peut présenter, au moyen du réducteur, une relation de vitesse fixe entre l’arbre de cœur (ou dans certaines architectures de moteur, un autre arbre intermédiaire) et la pompe à carburant. Dans certaines mises en œuvre, le réducteur d’accessoires peut plutôt être agencé pour fournir un nombre fixe de vitesses différentes pour une vitesse d’arbre de cœur donnée. La remise en circulation de carburant peut permettre une plus grande variété de débits de carburant dans la chambre de combustion pour le nombre donné de vitesses de pompe disponibles à une certaine vitesse d’arbre. La remise en circulation de carburant peut permettre de multiples débits de carburant différents dans la chambre de combustion à une vitesse d’arbre de cœur donnée dans des mises en œuvre dans lesquelles il y a une seule relation de vitesse fixe entre l’arbre de cœur et la pompe à carburant. Il est envisagé que toutes les caractéristiques décrites pour le premier aspect puissent également s’appliquer au deuxième aspect. Selon un troisième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion agencée pour brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un arbre de soufflante ; un réducteur qui reçoit une entrée provenant de l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante par l’intermédiaire de l’arbre de soufflante ; un système dʼéchange de chaleur comprenant un ou plusieurs échangeurs de chaleur agencés pour transférer de la chaleur au carburant, le ou les échangeurs de chaleur comprenant au moins un échangeur de chaleur carburant-huile ; et une pompe à carburant agencée pour délivrer le carburant à la chambre de combustion, dans lequel la pompe à carburant est située en aval de l'au moins un échangeur de chaleur carburant-huile ; dans lequel le procédé comprend le fonctionnement du moteur à turbine à gaz à l’aide d’un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure (WSD) à 25 °C. L'utilisation d'un carburant ayant le pouvoir lubrifiant souhaité peut comprendre la sélection d'un carburant approprié. La sélection du carburant peut comprendre la sélection d’un seul carburant. La sélection du carburant peut comprendre la sélection d’un mélange de carburants. Le carburant choisi peut être le seul carburant à bord de l’aéronef. En tant que telle, la sélection du carburant peut être réalisée pendant le ravitaillement de l’aéronef. Alternativement, le carburant choisi peut être l’un parmi plusieurs carburants à bord de l’aéronef, ou un mélange de multiples carburants à bord de l’aéronef ; la sélection peut donc être effectuée en vol. Afin d'obtenir un pouvoir lubrifiant souhaité à l'entrée de la pompe ou de la chambre de combustion aux conditions de croisière, le carburant peut également être chauffé à l'aide du système d'échange de chaleur. Le procédé de fonctionnement du moteur peut donc comprendre une combinaison d’une sélection d'un carburant approprié et d'un chauffage approprié du carburant pendant l'utilisation, de façon à obtenir un pouvoir lubrifiant souhaité aux conditions de croisière, en particulier à l'entrée de la pompe et à l'entrée de la chambre de combustion. Le contrôle du système d'échange de chaleur peut être ajusté en fonction du carburant. L’ajustement peut être tel que décrit par rapport aux premier et deuxième aspects. Le carburant sortant de la pompe à carburant peut être alimenté directement vers la chambre de combustion – la température de carburant à l’entrée de la pompe à carburant peut donc être au moins sensiblement égale à la température de carburant à l'entrée de la chambre de combustion, et le pouvoir lubrifiant de carburant au niveau de ces deux positions peut également être au moins sensiblement égal. Le pouvoir lubrifiant est mesuré par une ou plusieurs d'une série d'expériences contrôlées. Un tel essai consiste à placer une bille en acier durcie contre un autre objet en acier durci (par ex. un disque ou un cylindre, en fonction du type d’essai sélectionné) avec une charge appliquée, pour créer une force entre les deux. L'échantillon de carburant mis à l’essai est versé dans une coupelle qui contient ces échantillons d'acier, et un moteur est mis en marche pour forcer la bille à frotter en va-et-vient contre le disque ou cylindre en acier à une vitesse fixe pendant une période de temps définie. La bille est alors retirée et la largeur et la longueur de la « cicatrice d'usure » (par ex. la marque sur la bille provoquée par l'usure contre le disque d'acier) est mesurée. La moyenne de ces deux dimensions est appelée diamètre de cicatrice d'usure, ou WSD. Plus la cicatrice est petite, moins l'usure s'est produite et donc plus le pouvoir lubrifiant du carburant à l’essai est élevé. Le test évaluateur de pouvoir lubrifiant par bille sur cylindre (BOCLE) a été spécifiquement développé pour les carburéacteurs d’aviation car il est particulièrement utile pour mesurer les effets des carburants et additifs sur lʼusure par oxydation, qui est un mécanisme important dans les systèmes de carburant dʼaéronef. Pour un test BOCLE, on utilise une bille en acier fixe et un cylindre métallique rotatif, immergés dans un échantillon du fluide à l’essai (par ex. le carburant). Une charge est appliquée pour presser la bille contre le cylindre tandis que le cylindre est tourné, pour simuler un contact métal-métal en fonctionnement et évaluer l'effet du fluide échantillon. La présence et la nature des « cicatrices d'usure » sur la bille suivant l'essai permettent d'évaluer des propriétés de lubrification de l'échantillon de fluide aux vitesses de contrôle et aux charges de contact. Pour les valeurs WSD fournies ici, le test BOCLE ASTM D5001 a été utilisé, avec une température de 25 °C ± 1 °C, et une durée de 30 minutes ± 1 minute. Dans cet essai standard, la bille utilisée est réalisée en acier en alliage de chrome de type acier AISI standard n° E-52100 et a un diamètre de 12.7mm. Le cylindre métallique est en acier SAE 8720. La bille en acier est pressée sur le cylindre métallique avec une charge appliquée de 1000 g, qui reste constante tout du long. Le cylindre métallique est monté sur un moteur qui la met en rotation à une vitesse fixe de 240 rotations par minute pendant trente minutes. Une fois l’essai achevé, les composants sont désassemblés et la bille en acier est examinée à l'aide d'un microscope à zoom 100x pour déterminer le diamètre de cicatrice d'usure de la cicatrice d'usure formée lors de l’essai. Ces température et période de temps standards ont été utilisées pour les valeurs listées ici, en utilisant le protocole d’essai tel que présenté ci-dessus, sauf indication contraire. Le positionnement de la pompe en aval de l'échangeur de chaleur carburant-huile primaire peut permettre aux performances de la pompe d'être améliorées par le pouvoir lubrifiant modifié du carburant après chauffage. Les carburants traditionnels peuvent avoir un pouvoir lubrifiant inapproprié pour une performance optimale de pompe après le niveau de chauffage souhaité. Les différents carburants, tels que des carburants d'aviation durables, peuvent ne pas avoir un pouvoir lubrifiant suffisamment élevé pour être utilisés avec la pompe à carburant avant chauffage par le ou les échangeurs de chaleur, en conséquence la pompe à carburant est positionnée en aval du ou des échangeurs de chaleur. La combinaison de nouvelles caractéristiques de carburant avec le chauffage accru dudit carburant peut fournir un équilibre des paramètres pour obtenir un pouvoir lubrifiant souhaité. Le pouvoir lubrifiant du carburant peut également affecter le rendement de combustion, en particulier par rapport à la performance de pulvérisation de tuyère de carburant au sein de la chambre de combustion. La performance de pulvérisation de tuyère de carburant affecte le rendement de combustion du carburant. Le rendement du moteur peut donc être amélioré avec la sélection du pouvoir lubrifiant souhaité. Par exemple, des changements de pouvoir lubrifiant du carburant peuvent entraîner un motif de pulvérisation de tuyère et une taille de gouttelette différents à l'intérieur de la chambre de combustion, modifiant ainsi le mélange air-carburant ; l'ajustement du pouvoir lubrifiant peut donc être utilisé pour améliorer le rendement de combustion. Le transfert de chaleur peut être optimisé pour adapter les caractéristiques de pulvérisation de carburant à l’intérieur de la chambre de combustion. Le pouvoir lubrifiant du carburant fournit une mesure de l’ampleur des dommages subis par les surfaces d'usure lubrifiées par le carburant – un carburant plus lubrifiant réduira les frottements, protégeant ainsi les surfaces (telles que des surfaces internes des pompes ou des soupapes) de l'usure. Un faible pouvoir lubrifiant de carburant peut provoquer une usure ou des cicatrices accrues dans des pompes et injecteurs par exemple. Le pouvoir lubrifiant peut donc être adapté pour se trouver dans une plage spécifique pour améliorer les performances et/ou la longévité du moteur. Un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,85 mm WSD ou entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD peut être utilisé. Un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,90 mm WSD peut être utilisé. Un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,85 mm WSD peut être utilisé. Un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,85 mm et 0,90 mm WSD peut être utilisé. Un carburant ayant un pouvoir lubrifiant supérieur à 0,75 mm WSD peut être utilisé. Un carburant ayant un pouvoir lubrifiant supérieur à 0,80 mm WSD peut être utilisé. Un carburant ayant un pouvoir lubrifiant supérieur à 0,85 mm WSD peut être utilisé. Un carburant ayant un pouvoir lubrifiant supérieur ou égal à 0,90 mm WSD peut être utilisé. Le pouvoir lubrifiant intrinsèque d'un carburant choisi peut être inférieur aux carburants kérosène classiques. Cependant, le chauffage du carburant à une température plus élevée par comparaison avec celle des carburants classiques peut compenser – le chauffage du carburant à une température élevée peut augmenter le pouvoir lubrifiant (par ex. réduire la valeur WSD) à une valeur souhaitée. Par exemple, le fonctionnement du moteur à turbine à gaz peut comprendre le contrôle du système d'échange de chaleur de façon à élever la température de carburant à au moins 135 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. L’écoulement de carburant à travers le ou les échangeurs de chaleur, et/ou une ou plusieurs autres propriétés du système d’échange de chaleur, peuvent être contrôlés de manière à élever la température de carburant. La température de carburant peut être élevée à au moins 150 °C, 170 °C, ou 190 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. Selon un quatrième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion agencée pour brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un arbre de soufflante ; un réducteur agencé pour recevoir une entrée provenant de l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante par l’intermédiaire de l’arbre de soufflante ; un système dʼéchange de chaleur comprenant au moins un échangeur de chaleur carburant-huile agencé pour transférer de la chaleur au carburant ; et une pompe à carburant agencée pour délivrer le carburant à la chambre de combustion, dans lequel la pompe à carburant est située en aval de l'au moins un échangeur de chaleur carburant-huile ; dans lequel le carburant a un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure (WSD) à 25 °C. Il est envisagé que toutes les caractéristiques décrites pour le troisième aspect puissent également s’appliquer au quatrième aspect. En outre, les troisième et/ou quatrième aspects peuvent être mis en œuvre conjointement avec les premier et/ou deuxième aspects. Dans l'un quelconque des aspects ci-dessus, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un système à boucle d'huile primaire agencé pour fournir de l'huile au réducteur ; et le ou les échangeurs de chaleur du système dʼéchange de chaleur peuvent comprendre au moins un échangeur de chaleur carburant-huile primaire à travers lequel lʼhuile du système à boucle dʼhuile primaire et le carburant sʼécoulent pour transférer de la chaleur de lʼhuile au carburant. En utilisant le carburant pour absorber plus de chaleur de l’huile, plutôt que de s’appuyer sur le transfert de chaleur de l’huile vers l’environnement/air (par ex., dans un échangeur de chaleur huile-air), on fournit un moteur plus performant thermiquement. Cela peut améliorer le refroidissement de l'huile avant son retour là où elle est utilisée pour la lubrification et/ou le refroidissement dans le moteur à turbine. En outre, le refroidissement amélioré de l’huile peut à son tour améliorer l’effet de refroidissement de l’huile sur les composants du moteur à travers lesquels elle s’écoule. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre : un générateur d’entraînement intégré ; et un système à boucle dʼhuile secondaire agencé pour fournir de lʼhuile au générateur dʼentraînement intégré. Le système d’échange de chaleur peut comprendre un échangeur de chaleur huile-huile agencé pour transférer de la chaleur entre l’huile du système à boucle primaire et l’huile du système à boucle secondaire. L'huile du système à boucle d'huile primaire peut être physiquement séparée de l'huile du système à boucle d'huile secondaire, en tant que tels les systèmes à boucle d'huile primaire et secondaire sont des boucles fermées séparées distinctes. En tant que tel, le système à boucle d’huile primaire peut être dénommé système d’huile à boucle fermée primaire et le système à boucle d’huile secondaire peut être dénommé système d’huile à boucle fermée secondaire. L’huile du système à boucle d’huile primaire peut être ou non chimiquement similaire ou identique à l’huile du système à boucle d’huile secondaire. C’est-à-dire que les systèmes à boucle d’huile primaire et secondaire peuvent être isolés fluidiquement de telle sorte que l’huile ne se mélange jamais entre les deux, et l’huile en chacune peut être chimiquement distincte et/ou peut être pompée à un débit différent. Le ou les échangeurs de chaleur du système d’échange de chaleur peuvent comprendre en outre un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire agencé pour recevoir le carburant et l’huile du système à boucle d’huile secondaire. De la chaleur peut être transférée entre l’huile du système à boucle d’huile secondaire et le carburant à l’aide de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire. En tant que tel, le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un générateur d'entraînement intégré ; et un système à boucle dʼhuile secondaire agencé pour fournir de lʼhuile au générateur dʼentraînement intégré ; et l'au moins un échangeur de chaleur carburant-huile peut comprendre en outre un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire agencé de telle sorte que l'huile provenant du système à boucle d'huile secondaire et le carburant s'écoulent à travers celui-ci, et agencé en outre pour transférer de la chaleur entre l'huile provenant du système à boucle d'huile secondaire et le carburant. Le carburant peut s’écouler à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire avant l’écoulement à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire, de telle sorte que de la chaleur est transférée de l’huile dans le système à boucle d’huile secondaire au carburant avant que de la chaleur ne soit transférée de l’huile dans le système à boucle d’huile primaire au carburant. Le système d'échange de chaleur peut comprendre en outre un échangeur de chaleur air-huile agencé pour transférer de la chaleur à partir de l'huile du système à boucle d'huile primaire. L’échangeur de chaleur air-huile peut aider à éliminer la chaleur excédentaire de l’huile du système à boucle d’huile primaire qui n’est pas transférée au carburant. Cela peut permettre un refroidissement ultérieur de l’huile au-delà du transfert de chaleur de l’huile vers le carburant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile. L'échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire peuvent être agencés dans une configuration parallèle sur différentes branches du système à boucle d'huile primaire. C'est-à-dire que dans certaines mises en œuvre, l'écoulement d'huile peut être divisé pour s'écouler le long de trajets d'écoulement parallèles de telle sorte qu'au moins une partie de l'huile s'écoule à travers l'échangeur de chaleur carburant-huile primaire et au moins une partie de l'huile s'écoule à travers un autre échangeur de chaleur séparé, tel que l'échangeur de chaleur air-huile et/ou un échangeur de chaleur huile-huile, par exemple. Les trajets d'écoulement d'huile parallèles peuvent alors se rejoindre. Le système à boucle d’huile primaire peut comprendre une soupape de modulation agencée pour ajuster l’écoulement d’huile entre les branches du système à boucle d’huile primaire. Cela permet une variation du rapport de transfert de chaleur entre l'échangeur de chaleur air-huile et l'échangeur de chaleur carburant-huile primaire. Le niveau d’écoulement d’huile (et donc le transfert de chaleur de l’huile vers l’air ou le carburant) peut être modifié en fonction de la température du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire, ou entrant dans la pompe ou la chambre de combustion (par ex. en fonction de l’emplacement d’un ou plusieurs capteurs de température), et ainsi permettre le contrôle de la température de carburant, par exemple au sein de limites supérieure et inférieure définies. Cela peut aider à assurer un rendement amélioré du moteur à turbine (par ex., en élevant la température de carburant) sans risquer d’endommager inutilement la pompe à carburant en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile en utilisant une température trop élevée pour la durabilité de la pompe à carburant. L'échangeur de chaleur carburant-huile primaire peut être qualifié d'échangeur de chaleur carburant-huile principal car la majorité du transfert de chaleur entre l'huile et le carburant peut se produire dans l'échangeur de chaleur carburant-huile primaire. La fonction primaire de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire peut être de chauffer le carburant avant qu’il ne soit fourni à la chambre de combustion. Au moins sensiblement tout le carburant peut passer à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal. Un rapport du transfert de chaleur de l'huile au carburant pour les échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire peut être approximativement compris entre 70:30 et 90:10, par ex. l'échangeur de chaleur carburant-huile primaire peut être responsable de 70 à 90 % du chauffage du carburant par l'huile, avec l'échangeur de chaleur carburant-huile secondaire responsable du reste. Un rapport du transfert de chaleur de l’huile au carburant pour les échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire peut être d’approximativement 80:20. Dans d'autres exemples, la proportion du transfert de chaleur de l'huile au carburant entraînée par l'échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut être plus élevée. La combinaison du système d’échange de chaleur et de la pompe à carburant peut ici être dénommée système de gestion de carburant. Le moteur à turbine à gaz peut faire partie d’un aéronef. L’aéronef peut comprendre un réservoir de carburant, et une pompe d’alimentation en carburant conçue pour alimenter un écoulement de carburant au système de gestion de carburant du moteur lui-même. La pompe d’alimentation en carburant peut être décrite comme une pompe à réservoir de carburant ou une pompe basse pression, et est située en amont du moteur, et donc en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. La pompe à carburant du système de gestion de carburant peut être décrite ici en tant que pompe à carburant principale ou pompe à carburant moteur, car, à la différence de la pompe d’alimentation en carburant, c’est une partie du moteur lui-même. La pompe à carburant principale est située en aval d'au moins un échangeur de chaleur du système d'échange de chaleur – cet au moins un échangeur de chaleur peut être l'échangeur de chaleur carburant-huile primaire. Une ou plusieurs pompes à carburant auxiliaires peuvent être situées au niveau de l’une quelconque position appropriée le long du trajet d’écoulement de carburant. Dans certains exemples de mises en œuvre, un troisième, un quatrième ou un quelconque nombre approprié d’autres échangeurs de chaleur carburant-huile peut être présent, facultativement avec une soupape de carburant pouvant fonctionner pour contrôler un débit de carburant à travers celui-ci. L’écoulement d’huile à l’intérieur du moteur à turbine à gaz peut suivre une ou plusieurs boucles fermées. Le système d’huile à boucle primaire peut être considéré comme un système d’huile à boucle fermée et peut être conçu pour alimenter un écoulement de remise en circulation d’huile au sein du moteur et être décrit comme un système de lubrification et/ou de refroidissement à remise en circulation, ou en tant que système d’huile à remise en circulation. L'échangeur de chaleur carburant-huile primaire peut être décrit comme faisant partie du système d'huile à boucle fermée primaire. Le système de lubrification et/ou de refroidissement à remise en circulation peut être décrit comme un système de gestion de chaleur à huile, car de la chaleur est retirée de l’huile après qu’elle a été chauffée dans le processus de lubrification et/ou de refroidissement du réducteur. Le système à boucle d’huile primaire peut comprendre au moins une première pompe à huile conçue pour pomper un écoulement d’huile autour d’au moins une partie du système d’huile à remise en circulation. La première pompe à huile peut être située au niveau de l’une quelconque position appropriée autour du système d’huile à remise en circulation. Le système d’huile à remise en circulation peut être conçu de telle sorte que l’écoulement d’huile s’écoule à travers des composants de moteur (par ex., la chambre de palier de moteur et le réducteur) et peut ensuite être collecté dans un carter. La première pompe à huile peut être conçue pour pomper de l’huile du carter vers un premier réservoir d’huile. À ce titre, la première pompe à huile peut être décrite comme une pompe de récupération. Le réservoir d’huile peut être approprié pour contenir un volume d’huile. Le réservoir d’huile peut être conçu pour contenir l’un quelconque volume approprié d’huile. Le réservoir d’huile peut être agencé pour éliminer les gaz de l’huile dans le premier réservoir d’huile, par exemple comprenant un dégazeur. L’huile sortant du réservoir d’huile peut traverser un filtre, une crépine ou analogue. Une seconde pompe à huile peut être située entre le premier réservoir d’huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. La seconde pompe à huile peut être décrite comme une pompe d’alimentation. La seconde pompe à huile peut être conçue pour pomper de l’huile du premier réservoir d’huile vers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire et (lorsqu’il est présent) l’échangeur de chaleur air-huile. Aux conditions de croisière, et pour tous les aspects décrits ici, l’écoulement d’huile entrant dans n’importe lequel des échangeurs de chaleur carburant-huile peut avoir une température moyenne plus élevée que l’écoulement de carburant entrant dans le même échangeur de chaleur carburant-huile aux conditions de croisière. De cette manière, l’énergie thermique peut être transférée de l’écoulement d’huile vers l’écoulement de carburant s’écoulant à travers le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile aux conditions de croisière. Ainsi, l’huile sortant de chaque échangeur de chaleur peut avoir une température plus basse que l’huile entrant dans cet échangeur de chaleur aux conditions de croisière. Le système à boucle d’huile secondaire peut avoir une architecture similaire au système à boucle d’huile primaire (par ex. un réservoir d’huile, une ou plusieurs pompes), mais peut fournir de l’huile au générateur d’entraînement intégré (au lieu d’un réducteur principal), et à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire (au lieu de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire). Dans le cas où les systèmes à boucle fermée primaire et/ou secondaire comprennent au moins un échangeur de chaleur carburant-huile et au moins un échangeur de chaleur air-huile, au moins une partie de l’écoulement d’huile peut ne pas s’écouler à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile et/ou l’échangeur de chaleur air-huile. Par exemple, lorsqu’au moins un échangeur de chaleur carburant-huile et au moins un échangeur de chaleur air-huile sont fournis en série d’écoulement, au moins un contournement d’écoulement peut être conçu pour permettre à au moins une partie de l’écoulement d’huile de contourner et donc de ne pas s’écouler à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile et/ou l’échangeur de chaleur air-huile. Lorsqu’au moins un échangeur de chaleur carburant-huile et au moins un échangeur de chaleur air-huile sont prévus en parallèle, le système de lubrification à remise en circulation peut être conçu de telle sorte que tout pourcentage approprié d’huile s’écoule à travers chacun des échangeurs de chaleur carburant-huile et air-huile. Un contournement d’écoulement peut à nouveau être fourni par un ou chaque échangeur de chaleur, pour permettre au carburant dans cette branche de l’agencement parallèle de contourner le ou chaque échangeur de chaleur sur cette branche. Comme indiqué ailleurs ici, la présente description peut s’appliquer à une quelconque configuration pertinente d’un moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, un moteur à turbine à gaz à double flux, un moteur à turbine à gaz à rotor ouvert (dans lequel l’hélice n’est pas entourée par une nacelle), un moteur à turbopropulseur ou un turboréacteur. Un tel moteur quelconque peut être ou non pourvu d’une chambre de postcombustion. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, conçu pour des applications de génération de puissance terrestre ou marine. Un moteur à turbine à gaz en conformité avec un aspect quelconque de la présente description peut comprendre un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des aubes de soufflante). Une telle soufflante peut être située en amont du cœur de moteur. En variante, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante située en aval du cœur de moteur, par exemple dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur (auquel cas la soufflante peut être dénommée hélice). Lorsque le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur, le moteur à turbine à gaz peut comprendre deux étages d’hélice contrarotatifs fixés à et entraînés par une turbine de puissance libre par l’intermédiaire d’un arbre. Les hélices peuvent tourner dans des sens opposés de sorte que l’une tourne dans le sens horaire et l’autre dans le sens anti-horaire autour de l’axe de rotation du moteur. En variante, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un étage d’hélice et un étage d’aubes directrices conçu en aval de l’étage d’hélice. L’étage d’aubes directrices peut être à pas variable. Ainsi, les turbines à haute pression, à pression intermédiaire et à puissance libre peuvent respectivement entraîner des hélices et des compresseurs à pression élevée et intermédiaire par des arbres d’interconnexion appropriés. Ainsi, les hélices peuvent fournir la majorité de la poussée de propulsion. Dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur, un ou plusieurs parmi les étages d’hélice peuvent être entraînés par un réducteur. Le réducteur peut être du type décrit ici. Un moteur selon la présente description peut être un moteur à double flux. Un tel moteur peut être un moteur à double flux à entraînement direct dans lequel la soufflante est directement reliée à la turbine d’entraînement de soufflante, par exemple sans réducteur, par l’intermédiaire d’un arbre de cœur. Dans un tel moteur à double flux à entraînement direct, la soufflante peut être dite rotative à la même vitesse de rotation que la turbine d’entraînement de soufflante. Strictement à titre d’exemple, la turbine d’entraînement de soufflante peut être une première turbine, l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur, et le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre une seconde turbine et un deuxième arbre de cœur reliant la seconde turbine au compresseur. La seconde turbine, le compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, la seconde turbine peut être positionnée axialement en amont de la première turbine. Un moteur selon la présente description peut être un moteur à double flux à engrenages. Dans un tel agencement, le moteur a une soufflante qui est entraînée par l’intermédiaire d’un réducteur. En conséquence, un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée de l’arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre de cœur. L'entrée vers le réducteur peut être directement à partir de l'arbre de cœur, ou indirectement à partir de l'arbre de cœur, par exemple par l'intermédiaire d'un arbre et/ou engrenage droits. L'arbre de cœur peut solidariser la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse plus basse). Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n'importe quel nombre souhaité d'arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d'exemple uniquement, la turbine reliée à l'arbre de cœur peut être une première turbine, le compresseur relié à l'arbre de cœur peut être un premier compresseur, et l'arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple par l'intermédiaire d'un conduit généralement annulaire) un écoulement depuis le premier compresseur. Le réducteur peut être agencé pour être entraîné par l'arbre de cœur qui est conçu pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre de cœur dans l'exemple ci-dessus). Par exemple, le réducteur peut être agencé pour être entraîné uniquement par l'arbre de cœur qui est conçu pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple uniquement par le premier arbre de cœur, et non le deuxième arbre de cœur, dans l'exemple ci-dessus). En variante, le réducteur peut être agencé pour être entraîné par n'importe quel ou n'importe quels arbres, par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l'exemple ci-dessus. Le réducteur peut être une boîte de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l'entrée depuis l'arbre de cœur). N'importe quel type de réducteur peut être utilisé. Par exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ou « en étoile », tel que décrit d'une manière plus détaillée ailleurs dans le présent document. Un tel réducteur peut être un étage unique. En variante, un tel réducteur peut être un réducteur composé, par exemple un réducteur planétaire composé (qui peut avoir l’entrée sur l’engrenage solaire et la sortie sur la couronne dentée, et donc être dénommé réducteur « en étoile composé »), par exemple à deux étages de réduction. Le réducteur peut avoir n'importe quel rapport de réduction souhaité (défini comme la vitesse de rotation de l'arbre d'entrée divisée par la vitesse de rotation de l'arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple dans la plage de 3 à 4,2 ou de 3,2 à 3,8, par exemple de l'ordre de ou d'au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2. Le rapport d'engrenage peut être, par exemple, entre deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente. Strictement à titre d’exemple, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,0 à 3,1. Strictement à titre d’exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ayant un rapport de réduction dans la plage de 3,6 à 4,2. Dans certains agencements, le rapport d'engrenage peut être à l'extérieur de ces plages. Dans n’importe quel moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, le carburant d’une composition ou d’un mélange donné est fourni à une chambre de combustion, qui peut être fournie en aval de la soufflante et du ou des compresseurs par rapport au trajet d’écoulement (par exemple axialement en aval). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) deuxième compresseur, lorsqu'un deuxième compresseur est fourni. À titre d'exemple supplémentaire, le flux à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l'entrée de la deuxième turbine, lorsqu'une deuxième turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbines. Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le deuxième compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d'aubes de rotor et une rangée d'aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (en ce que leur angle d'incidence peut être variable). La rangée d'aubes de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être axialement décalées l'une de l'autre. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à double flux à entraînement direct comprenant 13 ou 14 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut par exemple comprendre 3 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et soit 10 soit 11 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » (dans lequel la soufflante est entraînée par un premier arbre de cœur par l’intermédiaire d’une boîte de réduction) comprenant 11, 12 ou 13 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut comprendre 3 ou 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 8 ou 9 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 10 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’aubes de rotor et une rangée d’aubes de stator, ou inversement, selon le besoin. Les rangées respectives d’aubes de rotor et d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. La seconde turbine (ou « haute pression ») peut comprendre 2 étages dans n’importe quel agencement (par exemple, indépendamment du fait qu’il s’agisse d’un moteur à engrenages ou à entraînement direct). Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à entraînement direct comprenant une première turbine (ou « basse pression ») ayant 5, 6 ou 7 étages. En variante, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » comprenant une première turbine (ou « basse pression ») ayant 3 ou 4 étages. Chaque aube de soufflante peut être définie comme ayant une portée radiale s'étendant d'un pied (ou d'un moyeu) au niveau d'un emplacement radialement interne lavé par les gaz, ou une position de portée de 0 %, jusqu'à une pointe à une position de portée de 100 %. Le rapport du rayon de l'aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l'aube de soufflante au niveau de la pointe peut être inférieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 ou 0,25. Le rapport du rayon de l’aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l’aube de soufflante au niveau de la pointe peut être inclus dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,32, ou 0,29 à 0,30. Ces rapports peuvent être couramment désignés comme le rapport du moyeu à la pointe. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de la pointe peuvent l'un et l'autre être mesurés au niveau de la partie de bord d'attaque (ou axialement la plus en avant) de l'aube. Le rapport du moyeu à la pointe fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de l'aube de soufflante, c'est-à-dire la partie radialement à l'extérieur d'une quelconque plate-forme. Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne médiane du moteur et la pointe d'une aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement deux fois le rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 140 cm, 170 cm, 180 cm, 190 cm, 200 cm, 210 cm, 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 210 cm à 240 cm, ou 250 cm à 280 cm, ou 320- cm à 380 cm. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le diamètre de soufflante peut être dans la plage allant de 170 cm à 180 cm, 190 cm à 200 cm, 200 cm à 210 cm, 210 cm à 230 cm, 290 cm à 300 cm ou 340 cm à 360 cm. La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d'utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est plus basse pour des soufflantes avec un diamètre plus élevé. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière peut être inférieure à 3500 tr/min, par exemple inférieure à 2600 tr/min, ou inférieure à 2500 tr/min, ou inférieure à 2300 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 2750 à 2900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 2500 à 2800 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1500 à 1800 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 190 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 3600 à 3900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 2000 à 2800 tr/min. En cours d'utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les aubes de soufflante associées) tourne autour d'un axe de rotation. Cette rotation résulte en un déplacement de la pointe de l'aube de soufflante avec une vitesse U pointe . Le travail accompli par les pales de soufflante sur le flux résulte en une augmentation d'enthalpie dH du flux. Une charge de pointe de soufflante peut être définie par dH/U pointe 2 , où dH est l'augmentation d'enthalpie (par exemple l'augmentation d'enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et U pointe est la vitesse (de translation) de la pointe de soufflante, par exemple au niveau du bord d'attaque de la pointe (qui peut être définie en tant que rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d'attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante aux conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les valeurs n’ayant pas de dimension). La charge de pointe de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0,28 à 0,31 ou de 0,29 à 0,3 (par exemple pour un moteur à turbine à gaz à engrenages). Des moteurs à turbine à gaz conformément à la présente description peuvent avoir n’importe quel rapport de contournement (BPR) souhaité, où le rapport de contournement est défini comme le rapport du débit massique de l’écoulement à travers le conduit de contournement au débit massique de l’écoulement à travers le cœur. Dans certains agencements le rapport de contournement aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) n’importe lequel des suivants : 9. 9,5, 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de contournement aux conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 12 à 16, de 13 à 15, ou de 13 à 14. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de contournement aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct selon la présente description peut être dans la plage allant de 9:1 à 11:1. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de contournement aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages selon la présente description peut être dans la plage allant de 12:1 à 15:1. Le conduit de contournement peut être sensiblement annulaire. Le conduit de contournement peut être radialement à l'extérieur du moteur de cœur. La surface radialement externe du conduit de contournement peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. Le rapport de pression global (OPR) d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation en sortie du compresseur à pression la plus élevée (avant une entrée dans la chambre de combustion) à la pression de stagnation en amont de la soufflante. À titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) n’importe lequel des suivants : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 50 à 70. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 40 à 45. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 45 à 55. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. La poussée spécifique d'un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans certains exemples, une poussée spécifique peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fourni à la chambre de combustion. Aux conditions de croisière, la poussée spécifique d'un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s ou 80 Nkg -1 s. La poussée spécifique peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 80 Nkg -1 s à 100 Nkg -1 s, ou de 85 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la poussée spécifique d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 80 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 70 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 120 Nkg -1 s. Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d'exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d'au moins (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 100 kN, 110 kN, 120 kN, 130 kN, 135 kN, 140 kN, 145 kN, 150 kN, 155 kN, 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN, ou 550 kN. La poussée maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). À titre d’exemple non limitatif uniquement, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage de 155 kN à 170 kN, de 330 kN à 420 kN, ou de 350 kN à 400 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 140 kN à 160 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 150 kN à 200 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques types au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec le moteur statique. En cours d'utilisation, la température du flux à l'entrée de la turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, qui peut être dénommée TET, peut être mesurée en sortie de la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui elle-même peut être appelée aube directrice de tuyère. Dans certains exemples, la TET peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fourni à la chambre de combustion. Aux conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1520 K, 1530 K, 1540 K, 1550 K, 1600 K ou 1650 K. Ainsi, uniquement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1540 K à 1600 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 1590 K à 1650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1600K à 1660K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1590 K à 1650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1570 K à 1630 K. La TET aux conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 1530 K à 1600 K. La TET maximale en utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K, 2000 K, 2050 K, ou 2100 K. Ainsi, uniquement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1935 K à 1995 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1950 K. La TET maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 1800 K à 1950 K, ou de 1900 K à 2000 K. La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (PMD). Une partie d'aube de soufflante et/ou de profil aérodynamique d'une aube de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de n'importe quel matériau ou combinaison de matériaux approprié. Par exemple au moins une partie de l’aube de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel qu’un composite à fibres de carbone. À titre d'exemple supplémentaire au moins une partie de l'aube de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d'un métal, tel qu'un métal à base de titane ou un matériau à base d'aluminium (tel qu'un alliage aluminium-lithium) ou un matériau à base d'acier. L'aube de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, l'aube de soufflante peut avoir un bord d'attaque protecteur, qui peut être fabriqué en utilisant un matériau qui est plus à même de résister à un impact (par exemple par des oiseaux, de la glace ou un autre matériau) que le reste de l'aube. Un tel bord d'attaque peut, par exemple, être fabriqué en utilisant du titane ou un alliage à base de titane. Ainsi, strictement à titre d'exemple, l'aube de soufflante peut avoir un corps à fibres de carbone ou à base d'aluminium (tel qu'un alliage aluminium-lithium) avec un bord d'attaque en titane. Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les aubes de soufflante peuvent s'étendre, par exemple dans une direction radiale. Les aubes de soufflante peuvent être reliées à la partie centrale de n'importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque aube de soufflante peut comprendre un élément de fixation qui peut venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu (ou disque). Strictement à titre d'exemple, un tel élément de fixation peut être sous la forme d'une queue d'aronde qui peut s'encocher dans et/ou venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu/disque afin de fixer l'aube de soufflante au moyeu/disque. À titre d’exemple supplémentaire, les aubes de soufflante peuvent être formées de manière solidaire à une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné comme disque à aubage ou couronne à aubage. N'importe quel procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou une telle couronne à aubage. Par exemple, au moins une partie des aubes de soufflante peut être usinée à partir d'un bloc et/ou au moins une partie des aubes de soufflante peut être reliée au moyeu/disque par soudure, telle qu'une soudure par friction linéaire. Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent être ou non pourvus d'une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varier l'aire de sortie du conduit de contournement en cours d'utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s'appliquer à des moteurs avec ou sans VAN. La soufflante d'une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n'importe quel nombre souhaité d'aubes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps composite à fibres de carbone, il peut y avoir 16 ou 18 aubes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps métallique (par exemple, alliage aluminium-lithium ou de titane), il peut y avoir 18, 20 ou 22 aubes de soufflante. Tel qu’il est utilisé ici, les termes ralenti, roulage, décollage, montée, croisière, descente, approche et atterrissage ont la signification classique et seraient aisément compris par l’homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement que chaque terme se réfère à une phase de fonctionnement du moteur au sein d’une mission donnée d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. À ce titre, le ralenti au sol peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est stationnaire et au contact du sol, mais où il y a un besoin de roulage pour le moteur. Au ralenti, le moteur peut produire entre 3 % et 9 % de la poussée disponible du moteur. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 5 % et 8 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 7 % de la poussée disponible. Le roulage peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé le long du sol par la poussée produite par le moteur. Lors du roulage, le moteur peut produire entre 5 % et 15 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 12 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 7 % et 10 % de la poussée disponible. Le décollage peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. À un stade initial dans la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef est en contact avec le sol. À un stade ultérieur dans la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef n’est pas en contact avec le sol. Pendant le décollage, le moteur peut produire entre 90 % et 100 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 95 % et 100 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire 100 % de la poussée disponible. La montée peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. Lors de la montée, le moteur peut produire entre 75 % et 100 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 80 % et 95 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 85 % et 90 % de la poussée disponible. À ce titre, la montée peut se référer à une phase de fonctionnement au sein d’un cycle de vol d’aéronef entre le décollage et l’arrivée dans des conditions de croisière. En outre ou en variante, la montée peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol dʼaéronef entre le décollage et lʼatterrissage, où une augmentation relative de lʼaltitude est requise, ce qui peut nécessiter une demande supplémentaire de poussée du moteur. Telles qu'elles sont utilisées ici, les conditions de croisière ont la signification classique et seraient aisément comprises par l'homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l'homme du métier reconnaîtrait immédiatement que des conditions de croisière signifient le point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d'une mission donnée (qui peut être désignée dans l'industrie en tant que « mission économique ») d'un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, la mi-croisière est le point dans un cycle de vol d'aéronef au niveau duquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian – en termes de temps et/ou de distance – entre la fin de la montée et le début de la descente. Des conditions de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait un fonctionnement en régime permanent (c'est-à-dire le maintien d'une altitude constante et d'un nombre de Mach constant) à mi-croisière d'un aéronef auquel il est conçu pour être fixé, en tenant compte du nombre de moteurs fournis sur cet aéronef. Par exemple lorsqu'un moteur est conçu pour être fixé à un aéronef qui a deux moteurs du même type, aux conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime permanent de cet aéronef à mi-croisière. En d'autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière sont définies en tant que point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir – en combinaison avec n'importe quels autres moteurs sur l'aéronef – un fonctionnement en régime permanent de l'aéronef auquel il est conçu pour être fixé à un nombre de Mach à mi-croisière donné) aux conditions atmosphériques à mi-croisière (définies par l'atmosphère type internationale selon la norme ISO 2533 à l'altitude à mi-croisière). Pour n'importe quel moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur aux conditions de croisière est clairement défini. Strictement à titre d'exemple, la vitesse avant à la condition de croisière peut être n'importe quel point dans la plage allant de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l'ordre de Mach 0,8, de l'ordre de Mach 0,85 ou dans la plage allant de 0,8 à 0,85. N'importe quelle vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie de la condition de croisière. Pour un certain aéronef, les conditions de croisière peuvent être à l'extérieur de ces plages, par exemple en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9. Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale, ISA) à une altitude qui est dans la plage allant de 10 000 m à 15 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 400 m à 11 600 m (à peu près 38 000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage allant de 10 600 m à 11 400 m, par exemple dans la plage allant de 10 700 m (à peu près 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage allant de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage allant de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l'ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types à n'importe quelle altitude donnée dans ces plages. Strictement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,8 et des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale) à une altitude de 35 000 pieds (10 668 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est bien entendu dépendant du moteur et de son application visée et peut être, par exemple, une valeur allant de 20 kN à 40 kN. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,85 et des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est bien entendu dépendant du moteur et de son application visée et peut être, par exemple, une valeur allant de 35 kN à 65 kN. En cours d'utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner aux conditions de croisière définies ailleurs dans le présent document. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d'un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion. En outre, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement que l’une ou l’autre, ou les deux, parmi une descente et une approche se réfèrent à une phase de fonctionnement au sein d’un cycle de vol d’aéronef entre la croisière et l’atterrissage de l’aéronef. Pendant l’une ou l’autre ou les deux parmi la descente et l’approche, le moteur peut produire entre 20 % et 50 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 25 % et 40 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 30 % et 35 % de la poussée disponible. En complément ou en variante, la descente peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol dʼaéronef entre le décollage et lʼatterrissage, où une diminution relative de lʼaltitude est requise, et qui peut nécessiter une demande de poussée réduite du moteur. Selon un aspect, on fournit un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L'aéronef selon cet aspect est l'aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être fixé. Ainsi, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l'aéronef, telle que définie ailleurs dans le présent document. Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être à n’importe quelle condition appropriée, qui peut être telle que définie ailleurs ici (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach). Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut comporter (ou peut être) un fonctionnement à une condition appropriée quelconque, par exemple à la mi-croisière de l’aéronef, telle que définie ailleurs ici. L'homme du métier comprendrait que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l'un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué à tout autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, toute caractéristique ou tout paramètre décrit ici peut être appliqué à tout aspect et/ou associé à toute autre caractéristique ou tout autre paramètre décrit ici. Des modes de réalisation vont maintenant être décrits à titre d'exemple uniquement, en référence aux Figures, sur lesquelles : est une vue latérale en coupe d'un moteur à turbine à gaz ; est une vue latérale en coupe rapprochée d'une partie amont d'un moteur à turbine à gaz ; est une vue partiellement écorchée d'un réducteur pour un moteur à turbine à gaz ; montre un exemple d’aéronef comprenant deux moteurs à turbine à gaz ; est une représentation schématique d’un exemple de système de carburant ; est une représentation schématique d’un exemple alternatif de système de carburant ; est une représentation schématique d’une partie d’un exemple de système d’huile à remise en circulation ; est une représentation schématique d’une partie d’un exemple de système d’huile à remise en circulation ; est une représentation schématique d’une partie d’un exemple de système d’huile à remise en circulation alternatif ; est une représentation schématique d’une partie de l’exemple de système de carburant de la et de l’exemple de système d’huile à remise en circulation des Figures 7 et 8 ; est une représentation schématique d’un autre exemple de système d’huile à remise en circulation alternatif ; illustre un exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; et illustre un autre exemple de procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz. La illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend une admission d'air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d'air : un flux d'air de cœur A et un flux d'air de contournement B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un cœur 11 qui reçoit le flux d'air de cœur A. Le cœur de moteur 11 comprend, en série de flux axial, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine basse pression 19 et une tuyère d'échappement de cœur 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de contournement 22 et une tuyère d'échappement de contournement 18. Le flux d'air de contournement B s'écoule à travers le conduit de contournement 22. La soufflante 23 est fixée à, et entraînée par, la turbine basse pression 19 par l'intermédiaire d'un arbre 26 et d'un réducteur épicycloïdal 30. En cours d'utilisation, le flux d'air de cœur A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire a lieu. L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L’équipement de combustion 16 peut être dénommé la chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d'être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une certaine poussée de propulsion. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un arbre d'interconnexion approprié 27. La soufflante 23 agit généralement pour communiquer une pression accrue au flux d’air de contournement B s’écoulant à travers le conduit de contournement 22, de telle sorte que le flux d’air de contournement B est évacué à travers la tuyère d’échappement de contournement 18 pour fournir généralement la majorité de la poussée de propulsion. Le réducteur épicycloïdal 30 est une boîte de réduction. Un agencement donné à titre d'exemple pour un moteur à turbine à gaz à soufflante à engrenages 10 est montré sur la . La turbine basse pression 19 (voir ) entraîne l'arbre 26, qui est accouplé à une roue solaire, ou engrenage solaire, 28 de l'agencement d'engrenage épicycloïdal 30. Radialement vers l'extérieur de l'engrenage solaire 28 et s'engrenant avec celui-ci, il y a une pluralité d'engrenages satellites 32 qui sont accouplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 force les engrenages satellites 32 à changer d'orientation autour de l'engrenage solaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque engrenage satellite 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est accouplé par l'intermédiaire de liaisons 36 à la soufflante 23 afin d'entraîner sa rotation autour de l'axe de moteur 9. Radialement vers l'extérieur des engrenages satellites 32 et s'engrenant avec ceux-ci, il y a un anneau ou couronne dentée 38 qui est accouplé, par l'intermédiaire de liaisons 40, à une structure de support stationnaire 24. Il convient de noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu'ils sont utilisés ici peuvent être pris pour indiquer les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c'est-à-dire n'incluant pas la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés ensemble par l'arbre d'interconnexion 26 avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur (c'est-à-dire n'incluant pas l'arbre de sortie de réducteur qui entraîne la soufflante 23). Dans une certaine littérature, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent en variante être connus sous le nom de « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu'une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être désignée comme premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression. Le réducteur épicycloïdal 30 est montré à titre d'exemple de façon plus détaillée sur la . Chacun parmi l'engrenage solaire 28, les engrenages satellites 32 et la couronne dentée 38 comprend des dents autour de sa périphérie pour s'engrener avec les autres engrenages. Cependant, pour la clarté, seules des parties données à titre d'exemple des dents sont illustrées sur la . Il y a quatre engrenages satellites 32 illustrés, bien qu'il sera apparent au lecteur spécialiste que plus ou moins d'engrenages satellites 32 puissent être fournis dans le champ d'application de l'invention revendiquée. Des applications pratiques d'un réducteur épicycloïdal planétaire 30 comprennent généralement au moins trois engrenages satellites 32. Le réducteur épicycloïdal 30 illustré à titre d'exemple sur les Figures 2 et 3 est du type planétaire, en ce que le porte-satellites 34 est accouplé à un arbre de sortie par l'intermédiaire de liaisons 36, avec la couronne dentée 38 fixe. Cependant, n'importe quel autre type approprié de réducteur épicycloïdal 30 peut être utilisé. À titre d'exemple supplémentaire, le réducteur épicycloïdal 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) dentée 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne dentée 38. À titre d'autre exemple alternatif, le réducteur 30 peut être un réducteur différentiel dans lequel la couronne dentée 38 et le porte-satellites 34 sont l'un et l'autre autorisés à tourner. On aura à l'esprit que l'agencement montré sur les Figures 2 et 3 est à titre d'exemple uniquement, et que diverses alternatives sont dans le champ d'application de la présente description. Strictement à titre d'exemple, n'importe quel agencement approprié peut être utilisé pour positionner le réducteur 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier le réducteur 30 au moteur 10. À titre d'exemple supplémentaire, les connexions (telles que les liaisons 36, 40 sur l'exemple de la ) entre le réducteur 30 et d'autres parties du moteur 10 (telles que l'arbre d'entrée 26, l'arbre de sortie et la structure fixe 24) peuvent avoir n'importe quel degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d'exemple supplémentaire, n'importe quel agencement approprié des paliers entre des parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d'entrée et de sortie depuis le réducteur et les structures fixes, telles que le carter de réducteur) peut être utilisé, et la description n'est pas limitée à l'agencement donné à titre d'exemple de la . Par exemple, lorsque le réducteur 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l'homme du métier comprendrait aisément que l'agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de paliers serait typiquement différent de celui montré à titre d'exemple sur la . Ainsi, la présente description s'étend à un moteur à turbine à gaz ayant n'importe quel agencement de styles de réducteur (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d'agencement d'arbres d'entrée et de sortie, et d'emplacements de paliers. Éventuellement, le réducteur peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un surpresseur). D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un autre nombre de compresseurs et/ou de turbines et/ou un autre nombre d'arbres d'interconnexion. À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz montré sur la a une tuyère à flux divisé 18, 20 ce qui signifie que le flux à travers le conduit de contournement 22 a sa propre tuyère 18 qui est indépendante de, et radialement à l'extérieur de, la tuyère de moteur de cœur 20. Cependant, ceci n'est pas limitant, et n'importe quel aspect de la présente description peut également s'appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de contournement 22 et le flux à travers le cœur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à flux mélangé. La ou les deux tuyères (qu'elles soient à flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une aire fixe ou variable. Alors que l'exemple décrit se rapporte à un moteur à double flux, la description peut s'appliquer, par exemple, à n'importe quel type de moteur à turbine à gaz, tel qu'un rotor ouvert (dans lequel l'étage de soufflante n'est pas entouré par une nacelle) ou un turbopropulseur, par exemple. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre un réducteur 30. La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants de celui-ci, est définie par un système d'axes classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée sur l'axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction du bas vers le haut sur la ) et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page sur la vue de la ). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont mutuellement perpendiculaires. Le carburant F fourni à l’équipement de combustion 16 peut comprendre un carburant hydrocarboné à base fossile, tel que le kérosène. Ainsi, le carburant F peut comprendre des molécules d’une ou de plusieurs des familles chimiques de n-alcanes, iso-alcanes, cycloalcanes et aromatiques. En outre ou en variante, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, autrement connu sous le nom de carburant d’aviation durable (SAF). Dans chacun des exemples fournis, le carburant F peut comprendre un ou plusieurs oligoéléments comportant, par exemple, du soufre, de l’azote, de l’oxygène, des substances inorganiques, et des métaux. Les performances fonctionnelles dʼune composition donnée, ou mélange de carburants pour une utilisation dans une mission donnée, peuvent être définies, au moins en partie, par la capacité du carburant à traiter le cycle de Brayton du moteur à turbine à gaz 10. Les paramètres définissant les performances fonctionnelles peuvent comporter, par exemple, une énergie spécifique ; une densité d’énergie ; une stabilité thermique ; et des émissions comportant des matières particulaires. Une énergie spécifique relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de masse), exprimée en MJ/kg, peut réduire au moins partiellement le poids de décollage, ce qui fournit potentiellement une amélioration relative du rendement du carburant. Une densité énergétique relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de volume), exprimée en MJ/L, peut réduire au moins partiellement le volume du carburant au décollage, ce qui peut être particulièrement important pour des missions limitées en volume ou des opérations militaires impliquant un ravitaillement. Une stabilité thermique relativement plus élevée (c’est-à-dire le fait d’inhiber la dégradation ou la cokéfaction du carburant sous contrainte thermique) peut permettre au carburant de subir des températures élevées dans le moteur et des injecteurs de carburant, fournissant ainsi potentiellement des améliorations relatives dans le rendement de la combustion. Les émissions réduites, comportant des matières particulaires, peuvent permettre une formation de traînée de condensation réduite, tout en réduisant l’impact environnemental d’une mission donnée. D’autres propriétés du carburant peuvent également être essentielles à des performances fonctionnelles. Par exemple, un point de congélation relativement plus faible (°C) peut permettre à des missions à longue portée d’optimiser les profils de vol ; les concentrations minimales aromatiques (%) peuvent assurer un gonflement suffisant de certains matériaux utilisés dans la construction de joints toriques et de joints préalablement exposés aux carburants à fort contenu aromatique ; et, une tension superficielle maximale (mN/m) peut assurer une rupture de pulvérisation et une atomisation suffisantes du carburant. Le rapport du nombre d’atomes d’hydrogène au nombre d’atomes de carbone dans une molécule peut influencer l’énergie spécifique d’une composition donnée, ou mélange de carburants. Les carburants présentant des rapports supérieurs d’atomes d’hydrogène aux atomes de carbone peuvent avoir des énergies spécifiques plus élevées en l’absence de souche de liaison. Par exemple, les carburants hydrocarbonés à base fossile peuvent comprendre des molécules ayant environ 7 à 18 carbones, avec une partie significative d’une composition donnée issue de molécules de 9 à 15 carbones, avec une moyenne de 12 carbones. Un certain nombre de mélanges de carburants d’aviation durable ont été approuvés pour être utilisés. Par exemple, certaines mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange allant jusqu’à 10 % de carburant d’aviation durable, tandis que d’autres mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange compris entre 10 % et 50 % de carburant d’aviation durable (le reste comprenant un ou plusieurs carburants hydrocarbonés à base fossile, tels que le kérosène), avec des compositions supplémentaires en attente d’approbation. Cependant, il existe une prévision dans l’industrie de l’aviation selon laquelle des mélanges de carburants d’aviation durable, comprenant jusqu’à (et incluant) 100 % de carburant d’aviation durable (SAF), seront finalement approuvés pour une utilisation. Les carburants d’aviation durable peuvent comprendre un ou plusieurs parmi des n-alcanes, des iso-alcanes, des cycloalcanes et des aromatiques, et peuvent être produits, par exemple, à partir dʼun ou de plusieurs parmi un gaz de synthèse (gaz de synthèse) ; des lipides (par ex. matières grasses, huiles et graisses) ; des sucres ; et des alcools. Ainsi, les carburants d’aviation durable peuvent comprendre des teneurs en aromatique et/ou en soufre plus faibles, par rapport à des carburants hydrocarbonés à base fossile. En outre ou en variante, des carburants d’aviation durable peuvent comprendre l’un et/ou l’autre parmi une teneur en iso-alcane et une teneur en cycloalcane plus élevées, par rapport à des combustibles hydrocarbonés à base fossile. Ainsi, dans certains exemples, des carburants d’aviation durable peuvent comprendre une densité comprise entre 90 % et 98 % de celle du kérosène et/ou un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % de celui du kérosène. Grâce au moins en partie à la structure moléculaire de carburants d’aviation durables, des carburants d’aviation durables peuvent fournir des effets bénéfiques comportant, par exemple, une ou plusieurs parmi une énergie spécifique plus élevée (malgré, dans certains exemples, une densité d’énergie inférieure) ; une capacité thermique spécifique supérieure ; une stabilité thermique supérieure ; un pouvoir lubrifiant supérieur ; une viscosité inférieure ; une tension de surface inférieure ; un point de congélation inférieur ; des émissions de suie inférieures ; et, des émissions de CO2 inférieures, par rapport à des carburants hydrocarbonés à base fossile (par ex. lorsqu’ils sont brûlés dans l’équipement de combustion 16 ). Ainsi, par rapport aux carburants hydrocarbonés à base fossile, tels que le kérosène, les carburants d’aviation durables peuvent conduire à l’une ou l’autre ou aux deux parmi une diminution relative de la consommation spécifique de carburant et une diminution relative des coûts de maintenance. La montre un aéronef 1 avec un système de propulsion 2 comprenant deux moteurs à turbine à gaz 10. Les moteurs à turbine à gaz 10 sont alimentés en carburant provenant d’un système d’alimentation en carburant à bord de l’aéronef 1. Le système d’alimentation en carburant des exemples illustrés comprend une seule source de carburant 50, 53. Au sens de la présente demande, le terme « source de carburant » signifie soit 1) un seul réservoir de carburant soit 2) une pluralité de réservoirs de carburant qui sont interconnectés fluidiquement. Dans les présents exemples, la première (et, dans ces exemples, seule) source de carburant comprend un réservoir de carburant central 50, situé principalement dans le fuselage de l’aéronef 1 et une pluralité de réservoirs de carburant d’ailes 53a, 53b, où au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile bâbord et au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile tribord pour l’équilibrage. Tous les réservoirs 50, 53 sont reliés fluidiquement dans l’exemple représenté, formant ainsi une seule source de carburant. Chacun parmi le réservoir de carburant central 50 et les réservoirs de carburant d’ailes 53 peut comprendre une pluralité de réservoirs de carburant interconnectés fluidiquement. On aura à l’esprit que cet agencement de réservoir est fourni à titre d’exemple uniquement, et n’est pas limitatif du champ d’application de cette description. Dans d’autres exemples, un aéronef 1 peut ne comporter qu’un seul réservoir de carburant 50, et/ou les réservoirs de carburant d’ailes 53 peuvent être plus grands que le réservoir de carburant central 50, ou aucun réservoir de carburant central ne peut être prévu (avec tout le carburant étant stocké à la place dans les ailes de l’aéronef) – on comprendra que de nombreux agencements de réservoir différents sont envisagés et que les exemples qui ont été illustrés sont prévus dans un souci de facilité de description et non destinés à être limitatifs. Par exemple, les réservoirs d’ailes 53a, 53b peuvent être interconnectés fluidiquement l’un à l’autre, mais isolés fluidiquement du réservoir de carburant central 50, fournissant deux sources de carburant distinctes, qui peuvent contenir des combustibles chimiquement distincts. Un exemple de système de carburant 1000 comprenant un trajet d’écoulement de carburant du réservoir de carburant 50 (choisi comme exemple de réservoir 50, 53) à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1 est représenté schématiquement sur la . Le système de carburant 1000 comprend à la fois le système d’alimentation en carburant 50, 1002 (qui alimente le moteur en carburant) et le système de gestion de carburant 1500 (qui fonctionne au sein du moteur) de l’aéronef 1. Le système de gestion de carburant 1500 gère la température du carburant ainsi que l’écoulement de carburant, dirigeant le carburant par l’intermédiaire d’un ou de plusieurs échangeurs de chaleur 1004, 1006 du système d’échange de chaleur du moteur. Le carburant est pompé depuis le réservoir de carburant 50 vers le moteur à turbine à gaz 10 par une pompe d’alimentation en carburant basse pression 1002. Le carburant traverse alors un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 et un échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 avant d’être pompé par une pompe à carburant moteur 1003. La pompe à carburant moteur 1003 peut être décrite comme une pompe à carburant principale. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 peut être qualifié d’échangeur de chaleur carburant-huile principal car l’huile s’écoulant à travers celui-ci peut être utilisée pour refroidir et/ou lubrifier le réducteur principal 30 du moteur 10. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 peut être qualifié d’échangeur de chaleur carburant-huile de générateur d’entraînement intégré, car l’huile s’écoulant à travers celui-ci peut être utilisée pour refroidir et/ou lubrifier un générateur d’entraînement intégré (IDG) du moteur 10. Le système de gestion de carburant 1500 illustré est agencé pour que le carburant atteigne l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 avant d’atteindre l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 sont conçus de telle sorte qu’un écoulement d’huile est acheminé à travers chacun en plus de l’écoulement de carburant à travers celui-ci. Dans la mise en œuvre étant décrite, le même carburant s'écoule à la fois à travers 1004, 1006, mais les écoulements d'huile sont différents. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 sont conçus de telle sorte que de la chaleur peut être transférée entre l’huile et le carburant s’écoulant à travers ceux-ci. Aux conditions de croisière, la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 est supérieure à la température moyenne du carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 respectivement. De cette manière, l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 sont conçus pour transférer de l’énergie thermique d’un écoulement d’huile vers un écoulement de carburant s’écoulant à travers ceux-ci aux conditions de croisière. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 peut présenter de l’huile utilisée pour lubrifier et/ou refroidir un réducteur principal 30 (et facultativement également d’autres composants 33) du moteur à turbine à gaz 10 le traversant, et peut donc être décrit comme un échangeur de chaleur carburant-huile principal. L’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 peut avoir de l’huile utilisée pour lubrifier et/ou refroidir un ou plusieurs composants d’un générateur d’entraînement intégré 2006 passant à travers celui-ci, et peut donc être décrit comme un échangeur de chaleur carburant-huile de générateur d’entraînement intégré. En général, au moins la majorité du carburant qui traverse l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 traverse également l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006, bien que chacun des échangeurs de chaleur 1004, 1006 puisse être muni d’un contournement pour permettre à une partie du carburant d’éviter de traverser l’échangeur de chaleur respectif par exemple sous la forme d’une conduite de contournement 1005 comme illustré sur la . Une soupape (non représentée) peut déterminer quelle proportion du carburant traverse l’échangeur de chaleur 1006 et quelle proportion traverse la conduite de contournement 1005. Les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006 peuvent donc être décrits comme étant en série l’un avec l’autre, par rapport à l’écoulement de carburant. L’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 et l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 sont conçus de telle sorte qu’un écoulement d’huile est également acheminé à travers chacun – l’huile s’écoulant à travers l’un est différente de l’huile s’écoulant à travers l’autre dans la mise en œuvre décrite, bien que l’on aura à l’esprit que la même huile peut circuler à travers un échangeur de chaleur carburant-huile puis à travers un autre échangeur de chaleur carburant-huile dans d’autres mises en œuvre. Les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006 sont donc dans des systèmes à boucle fermée séparés 2000’, 2000, par rapport à l’écoulement d’huile, dans la mise en œuvre étant décrite, par ex. les huiles s’écoulant à travers les échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire 1006, 1004 peuvent être séparées fluidiquement, et peuvent être chimiquement distinctes l’une de l’autre. La montre un exemple de système de carburant alternatif 6000, comprenant un système d’alimentation en carburant et un système de gestion de carburant 6500 comprenant un trajet d’écoulement de carburant depuis le réservoir de carburant 50 vers la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1. Comme pour le système de carburant 1000, le carburant est pompé depuis le réservoir de carburant 50 par la pompe d’alimentation en carburant basse pression 1002. Le carburant traverse alors un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 et un échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 avant d’atteindre une pompe à carburant moteur 1003, qui pompe le carburant le long de son trajet d’écoulement. La pompe à carburant moteur 1003 peut être décrite comme une pompe à carburant principale. Le système de carburant 6000 diffère du système de carburant 1000 en ce que le système de carburant 6000 comprend une soupape de remise en circulation 6010 située en aval de lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et agencée pour remettre en circulation au moins une partie du carburant en retour vers lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, permettant un transfert de chaleur supplémentaire entre lʼhuile du système à boucle primaire et le carburant. Dans l’exemple illustré, la soupape de remise en circulation 6010 est située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. Dans l’exemple illustré, la soupape de remise en circulation 6010 est positionnée en amont de la pompe à carburant moteur 1003. La soupape de remise en circulation 6010 est agencée pour permettre à une quantité contrôlée de carburant d’être renvoyée à l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, s’écoulant de sorte à traverser l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 plusieurs fois avant d’atteindre la pompe 1003. Cette remise en circulation fournit un mécanisme de contrôle de l’écoulement de carburant du système de carburant 6000. Il est possible que la soupape de remise en circulation soit positionnée en aval de la pompe à carburant moteur 1003, de telle sorte qu'une proportion du carburant serait remise en circulation à travers l'échangeur de chaleur 1006 et la pompe 1003, passant à travers les deux au moins deux fois. Le contrôle de l’écoulement de carburant dans le système de carburant 6000 peut fonctionner pour fournir des caractéristiques souhaitées du carburant (telles que la température et le pouvoir lubrifiant) à l’entrée de la chambre de combustion 16 ou la pompe 1003. Une conduite 6011, qui peut être qualifiée de conduite de remise en circulation car elle transporte du carburant d’un point le long du trajet principal de l’écoulement à travers le moteur vers un point antérieur le long du trajet d’écoulement de sorte qu’elle permet au carburant de traverser des composants sur ce trajet principal d’écoulement plusieurs fois, peut donc être prévue, menant de la soupape de remise en circulation à un point sur le trajet d’écoulement en amont de l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. Dans l'exemple illustré sur la , la conduite de remise en circulation 6011 renvoie le carburant remis en circulation de la sortie d'échangeur de chaleur, en amont de la pompe, à l'entrée d'échangeur de chaleur 1006a, de telle sorte que le carburant traverse cet échangeur de chaleur 1006 plusieurs fois. Dans d’autres exemples, la conduite de remise en circulation 6011 peut prendre le carburant depuis un point en aval à la fois de l’échangeur de chaleur 1006 et de la pompe 1003 et retourner ce carburant vers un point sur le trajet d’écoulement en amont à la fois de la pompe principale 1003 et de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, de telle sorte que le carburant remis en circulation traverse ces deux composants une fois supplémentaire. Dans certaines mises en œuvre, une conduite de remise en circulation 6011 et une conduite de contournement 1005 peuvent être prévues pour tout échangeur de chaleur 1004, 1006 donné. Dans certains mises en œuvre, la même conduite 1005, 6011 peut servir à la fois de conduite de remise en circulation et de conduite de contournement - une ou plusieurs soupapes et/ou pompes contrôlables peuvent être utilisées pour contrôler le sens de l’écoulement du fluide à travers celles-ci. L’aéronef 1 comprend un système d’huile à remise en circulation agencé pour alimenter de l’huile pour lubrifier et éliminer la chaleur d’une pluralité de composants. Le système d’huile à remise en circulation comprend un système d’huile à boucle fermée primaire. Un exemple du système d’huile à boucle fermée primaire 2000 est représenté schématiquement sur la . Le système d’huile à boucle fermée primaire 2000 comprend un réservoir d’huile 2002 adapté à contenir un volume d’huile. Dans certaines mises en œuvre, les gaz sont retirés de l’huile au sein du réservoir d’huile 2002 par un dégazeur. Une pompe d’alimentation 2004 est conçue pour pomper de l’huile du réservoir d’huile 2002 à l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. La température moyenne de l’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006, aux conditions de croisière, est supérieure à la température moyenne du carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. Dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006, l’énergie thermique est transférée de l’écoulement d’huile vers l’écoulement de carburant. De cette manière, la température moyenne de l’écoulement d’huile sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 est inférieure à la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006, de sorte qu’elle est refroidie avant réutilisation comme lubrifiant et/ou liquide de refroidissement, permettant à l’huile refroidie d’éliminer plus de chaleur du système à lubrifier et/ou refroidir. De cette manière également, la température moyenne du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 est supérieure à la température moyenne du carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. L’écoulement d’huile est ensuite acheminé vers un réducteur de puissance 30, qui peut également être décrit en tant que réducteur principal 30 du moteur à turbine à gaz 10. Le réducteur de puissance 30 est agencé pour recevoir une entrée provenant de l’arbre de cœur et pour délivrer en sortie un entraînement à la soufflante par l’intermédiaire de l’arbre de soufflante 42 et comprend des engrenages 28, 32, 38 et des paliers (par ex. des paliers lisses) qui peuvent être lubrifiés et/ou refroidis par l’huile. Le moteur 10 peut également comprendre un ou plusieurs paliers supplémentaires pour supporter les arbres, qui peuvent être des paliers lisses. L’huile peut en outre être utilisée pour lubrifier et/ou refroidir les paliers lisses, et généralement augmente en température de façon significative en utilisation aux conditions de croisière, de sorte à aider à refroidir les paliers et le réducteur 30 lorsque le flux d’huile transporte la chaleur à l’écart des paliers et du réducteur 30. L’huile peut également être utilisée pour lubrifier un ou plusieurs autres composants moteurs 33, par ex. un réducteur auxiliaire (AGB) et/ou une ou plusieurs chambres de palier. L’AGB 33, également connu sous le nom d’entraînement accessoire, lorsqu’il est présent, est un réducteur qui fait partie du moteur à turbine à gaz 10, bien qu’il ne soit pas une partie du cœur de moteur 11 et n’entraîne pas la soufflante 23. L’AGB entraîne à la place les accessoires moteur, par ex. les pompes à carburant, et manipule généralement de grandes charges. Une quantité relativement importante de chaleur peut donc être déversée dans l’huile depuis l’AGB. Une ou plusieurs chambres de palier peuvent être lubrifiées par la même huile, et peuvent de manière similaire déverser de la chaleur dans l’huile. Par unité d’huile qui s’écoule à travers eux, l’AGB et les chambres de palier peuvent ajouter plus de chaleur à l’huile que le réducteur principal 30 dans la plupart des mises en œuvre. L’écoulement d’huile peut être divisé en deux écoulements parallèles ou plus, par exemple un écoulement à travers le réducteur principal 30 et un écoulement à travers les autres composants de moteur, ou plusieurs écoulements parallèles à travers le réducteur principal 30 (par ex. par l’intermédiaire de composants différents du réducteur) et des écoulements séparés à travers l’AGB et la ou chaque chambre de palier 33. À partir du réducteur de puissance 30 (et/ou d’autres composants moteurs 33 tels que l’AGB, le cas échéant), l’huile est collectée dans un carter 2008. Une pompe de récupération 2010 est conçue pour pomper de lʼhuile du carter 2008 en retour dans le réservoir dʼhuile 2002, prête à être réutilisée. La illustre le système à boucle d’huile fermée secondaire 2000’. Le système d’huile à boucle fermée 2000’ comprend un réservoir d’huile secondaire 2002’ adapté à contenir un volume d’huile. Dans certaines mises en œuvre, les gaz sont retirés de l’huile au sein du réservoir d’huile 2002’ par un dégazeur. Une pompe d’alimentation secondaire 2004’ est conçue pour pomper de l’huile du réservoir d’huile secondaire 2002’ à l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. La température moyenne de l’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004, aux conditions de croisière, est supérieure à la température moyenne de carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. Dans l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004, l’énergie thermique est transférée de l’écoulement d’huile vers l’écoulement du carburant. De cette manière, la température moyenne de l’écoulement d’huile sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 est inférieure à la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. De cette manière également, la température moyenne du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 est supérieure à la température moyenne de carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. L’écoulement d’huile est ensuite acheminé vers/en retour vers un générateur d’entraînement intégré 2006, où il lubrifie et/ou refroidit des composants mobiles et est réchauffé pendant le processus. Dans certaines mises en œuvre, l’huile peut être utilisée principalement comme liquide de refroidissement pour l’IDG 2006, et peut effectuer une lubrification minimale ou nulle. À partir du générateur d’entraînement intégré 2006, l’huile est collectée dans un carter secondaire 2008’. Une pompe de récupération secondaire 2010’ est conçue pour pomper de l’huile du carter secondaire 2008’ en retour dans le réservoir d’huile secondaire 2002’ prête à être réutilisée. La représente schématiquement un exemple de section alternative du système d’huile à boucle fermée primaire 2000 représenté sur la . Dans cette section un écoulement d’huile est pompé par la pompe d’alimentation 2004 à travers une soupape 2016. La soupape 2016 est actionnable pour diviser l’écoulement d’huile vers à la fois l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et un premier échangeur de chaleur air-huile 2020, le premier échangeur de chaleur air-huile 2020 étant agencé en parallèle de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. Le trajet d’écoulement d’huile peut être qualifié de ramification, avec l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 sur une branche et le premier échangeur de chaleur air-huile 2020 sur l’autre branche, dans une configuration parallèle de telle sorte que l’huile puisse s’écouler uniquement par l’intermédiaire de l’une ou l’autre, mais pas les deux. Les écoulements d’huile sont ensuite recombinés et acheminés vers le réducteur de puissance 30 et/ou d’autres composants de moteur 33. Tout pourcentage approprié d’huile peut s’écouler à travers chacun parmi le premier échangeur de chaleur air-huile 2020 et l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. Dans certains exemples, la soupape 2016 peut fonctionner pour faire varier l’écoulement d’huile vers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et le premier échangeur de chaleur air-huile 2020. Dans divers exemples, un échangeur de chaleur huile-huile (non représenté) peut être agencé en série avec le premier échangeur de chaleur air-huile 2020. L’échangeur de chaleur huile-huile peut permettre un échange de chaleur entre les systèmes d’huile à boucle fermée primaire et secondaire. La montre schématiquement un exemple d’agencement et d’interaction du système d’huile à boucle fermée primaire 2000, du système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’ et du système de carburant 1000, avec un écoulement de carburant montré dans des lignes noires épaisses et un écoulement d’huile montré dans des lignes noires plus fines. Le système d’huile à boucle fermée primaire 2000 de cet exemple d’agencement est agencé comme illustré sur la . Le système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’ de cet exemple d’agencement est agencé comme illustré sur la . Le système de carburant 1000 de cet exemple d’agencement est agencé comme illustré sur la à l'exception de la conduite de contournement 1005 et du système de gestion de carburant 1500, qui sont exclus pour plus de clarté. En cours d’utilisation, le carburant est pompé depuis le réservoir de carburant 50 par la pompe à carburant basse pression 1002. Le carburant s’écoule alors à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. Le système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’ est conçu de telle sorte que son écoulement de remise en circulation de l’huile s’écoule également à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. Aux conditions de croisière, la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 est supérieure à la température moyenne de l’écoulement de carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. L’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 est conçu de telle sorte que la chaleur est transférée de l’écoulement d’huile vers l’écoulement de carburant. De cette manière, la température moyenne de l’écoulement d’huile à la sortie de l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 est inférieure à la température moyenne de l’écoulement d’huile à l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. De la même manière, la température moyenne de l’écoulement de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 est supérieure à la température moyenne de l’écoulement de carburant à l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. Le carburant s’écoule alors à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. Le système d’huile à boucle fermée primaire 2000 est conçu de telle sorte que son écoulement de remise en circulation d’huile s’écoule également à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. Aux conditions de croisière, la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 est supérieure à la température moyenne de l’écoulement de carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. L’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 est conçu de telle sorte que la chaleur est transférée de l’écoulement d’huile vers l’écoulement de carburant. De cette manière, la température moyenne de l’écoulement d’huile à la sortie de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 est inférieure à la température moyenne de l’écoulement d’huile à l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. De la même manière, la température moyenne de l’écoulement de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 est supérieure à la température moyenne du carburant à l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. Aux conditions de croisière, la température moyenne de l’écoulement d’huile s’écoulant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 peut être inférieure à la température moyenne de l’écoulement d’huile s’écoulant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. De cette manière, le carburant passe à travers l’échangeur de chaleur en ayant une température moyenne d’écoulement d’huile inférieure d’abord, avant de passer à travers l’échangeur de chaleur en ayant une température moyenne d’écoulement d’huile supérieure. Après l’écoulement à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006, le carburant s’écoule vers la pompe à carburant moteur 1003, qui est située en aval des échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire 1006, 1004 et est agencée pour délivrer du carburant à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10. La montre schématiquement un exemple de configuration du système d’huile à boucle fermée primaire 2000 et du système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’ où les deux écoulements indépendants de remise en circulation d’huile sont amenés dans une relation d’échange de chaleur à travers un échangeur de chaleur huile-huile 2030. Dans l’exemple illustré sur la , le système d’huile à boucle fermée primaire 2000 est conçu de telle sorte que l’écoulement de remise en circulation d’huile est pompé par la pompe d’alimentation 2004 à travers une soupape 2016, qui peut être dénommée soupape de modulation, ou soupape de modulation primaire. La soupape de modulation primaire 2016 peut fonctionner pour dévier au moins une partie de l’écoulement d’huile vers chacun parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et un premier échangeur de chaleur air-huile 2020, où le premier échangeur de chaleur air-huile 2020 est en série avec l’échangeur de chaleur huile-huile 2030, et l’agencement échangeur de chaleur air-huile 2020 et huile-huile 2030 est en parallèle avec l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. Dans des exemples, toute partie appropriée de l’écoulement d’huile peut être déviée entre l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et le premier échangeur de chaleur air-huile 2020. Dans des exemples, la soupape de modulation primaire 2016 peut fonctionner pour dévier une partie fixe de l’écoulement dʼhuile vers chacun parmi lʼéchangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et le premier échangeur de chaleur air-huile 2020. Dans d’autres exemples, la soupape 2016 peut fonctionner pour dévier une partie variable de l’écoulement d’huile vers chacun parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et le premier échangeur de chaleur air-huile 2020, par exemple en utilisant des données provenant d’un capteur de température pour rétroaction pour contrôler la partie variable. Après l’écoulement à travers les échangeurs de chaleur, l’écoulement d’huile dans le système d'huile à boucle fermée primaire est ensuite recombiné et acheminé vers le réducteur de puissance 30 (et/ou les autres composants moteurs 33) puis vers le carter 2008. La pompe de récupération 2010 pompe alors l’huile du carter 2008 au réservoir d’huile 2002, pour réutilisation. L’écoulement d’huile au sein du système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’ est agencé pour être amené dans une relation d’échange de chaleur avec l’écoulement séparé d’huile au sein du système d’huile à boucle fermée primaire 2000 à travers l’échangeur de chaleur huile-huile 2030. Dans l’échangeur de chaleur huile-huile 2030 l’écoulement d’huile au sein du système d’huile à boucle fermée primaire 2000 ne se mélange pas avec l’écoulement d’huile au sein du système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’. L’échangeur de chaleur huile-huile 2030 est conçu de telle sorte qu’un transfert de chaleur peut avoir lieu entre les deux écoulements d’huile séparés. De cette manière, la chaleur d’un écoulement plus chaud d’huile peut être transférée à l’écoulement plus froid d’huile au sein de l’échangeur de chaleur huile-huile 2030. Le système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’ est conçu de telle sorte que l’écoulement de remise en circulation d’huile est pompé par la pompe d’alimentation secondaire 2004’ à travers une soupape 2016’, qui peut être dénommée soupape de modulation secondaire. La soupape de modulation secondaire 2016’ peut fonctionner pour dévier au moins une partie de l’écoulement d’huile entre l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 et l’échangeur de chaleur huile-huile 2030, où l’échangeur de chaleur huile-huile 2030 est agencé en parallèle avec l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. Dans des exemples, toute partie appropriée de l’écoulement d’huile peut être déviée entre l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 et l’échangeur de chaleur huile-huile 2030. Dans des exemples, la soupape 2016’ peut fonctionner pour dévier une partie fixe de l’écoulement dʼhuile vers chacun parmi lʼéchangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 et lʼéchangeur de chaleur huile-huile 2030. Dans d’autres exemples, la soupape de modulation secondaire 2016’ peut fonctionner pour dévier une partie variable de l’écoulement d’huile vers chacun parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 et l’échangeur de chaleur huile-huile 2030, par exemple en utilisant des données provenant d’un capteur de température pour rétroaction pour contrôler la partie variable. Après l’écoulement à travers les échangeurs de chaleur, l’écoulement d’huile est ensuite acheminé vers le générateur d’entraînement intégré 2006 puis vers le carter secondaire 2008’. La pompe de récupération secondaire 2010 pompe alors l’huile du carter secondaire 2008 au réservoir d’huile secondaire 2002, pour réutilisation. Un ou plusieurs capteurs de température peuvent donc être prévus, par exemple agencés pour détecter la température du carburant à l’approche de la pompe à carburant 1003 ou de la chambre de combustion 16. Des données provenant du ou des capteurs peuvent être utilisées par un contrôleur du système d’échange de chaleur pour gérer les écoulements de carburant et/ou d’huile à travers et autour des échangeurs de chaleur. Les inventeurs étaient conscients qu’une sélection et un contrôle soigneux du carburant en fonction du pouvoir lubrifiant peuvent affecter le rendement de la combustion, en particulier par rapport à la performance de pulvérisation de tuyère de carburant au sein de la chambre de combustion. La performance de pulvérisation de la tuyère de carburant affecte le rendement de combustion du carburant, ainsi le rendement du moteur peut être amélioré avec la sélection du pouvoir lubrifiant souhaité. En outre, un contrôle soigneux du pouvoir lubrifiant du carburant peut également améliorer les performances de la pompe, et améliorer potentiellement la longévité de la pompe. Par exemple, l'utilisation d'un carburant avec un pouvoir lubrifiant plus élevé peut mieux lubrifier les composants de la pompe, et éventuellement réduire l'usure de la pompe La illustre un exemple de procédé 12000 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10. Le procédé 12000 comprend les étapes consistant à : Étape 12100 : Obtenir un carburant, dans lequel le pouvoir lubrifiant du carburant à fournir au moteur à turbine à gaz 10 est d'au moins 0,71 mm WSD à 25 °C (test de BOCLE ASTM D5001). L’obtention du carburant peut comprendre la sélection d’un seul carburant. L’obtention du carburant peut alternativement comprendre la sélection d’un mélange de carburants. Le carburant choisi peut être le seul carburant à bord de l’aéronef 1. En tant que telle, la sélection du carburant peut être réalisée pendant le ravitaillement de l’aéronef 1. Alternativement, le carburant choisi peut être l’un de plusieurs carburants à bord de l’aéronef 1, ou un mélange de multiples carburants à bord de l’aéronef (si de multiples sources de carburant séparées 50, 53 sont disponibles). Ainsi, la sélection du carburant peut être effectuée pendant le vol. Le processus de sélection peut être automatisé. Par exemple, un contrôleur embarqué peut être conçu pour sélectionner et/ou mélanger du ou des carburants stockés dans un ou plusieurs réservoirs de carburant 50, 53 pour fournir un carburant au pouvoir lubrifiant souhaité. Le contrôleur peut stocker les valeurs de pouvoir lubrifiant standard (par ex. des valeurs obtenues en utilisant les procédures de test standard dans des conditions de laboratoire) et des emplacements de réservoir pour les carburants à bord et calculer le rapport de mélange de carburants (qui peut ne pas inclure de mélange de carburants) afin de fournir un carburant avec le pouvoir lubrifiant souhaité. Le même contrôleur, ou un autre contrôleur, peut également contrôler le système d'échange de chaleur de manière à ajuster le pouvoir lubrifiant du carburant choisi avant qu'il n’atteigne la pompe 1003 ou la chambre de combustion 16, comme abordé plus bas. Étape 12200 : Faire fonctionner le moteur à turbine à gaz en utilisant un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure (WSD) à 25 °C (test BOCLE ASTM D5001). Ce fonctionnement du moteur 10 peut comprendre la distribution du carburant à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10 par l'intermédiaire d'un système de gestion de carburant 1500, 6500. Comme abordé par rapport à la , le système de gestion de carburant 6500 peut comprendre un échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 agencés pour transférer la chaleur entre l'huile des systèmes à boucle d'huile primaire et secondaire 2000 et 2000’ et le carburant. Le système de gestion de carburant 6500 est agencé pour que le carburant atteigne l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 avant l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. Une pompe à carburant moteur 1003 est positionnée en aval de l'échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1004. La pompe à carburant moteur 1003 est agencée pour délivrer le carburant à la chambre de combustion 16. Éventuellement, le procédé peut comprendre en outre : Étape 12300 : Contrôler le système d’échange de chaleur de manière à élever la température de carburant pour contrôler le pouvoir lubrifiant du carburant à l’entrée dans la pompe 1003 et/ou la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. Le contrôle 12300 du système d’échange de chaleur peut comprendre le contrôle de l’écoulement de carburant à travers l’un ou les deux parmi les échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire 1006, 1004. L’écoulement du carburant peut être contrôlé à l’aide d’une soupape de remise en circulation 6010, lorsqu’elle est présente, comme dans le système de gestion de carburant 6500. Une quantité activement contrôlée de carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 peut être remise en circulation vers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 plutôt que de s’écouler directement vers la chambre de combustion 16. Cette remise en circulation peut également amener du carburant qui a déjà traversé la pompe à carburant moteur 1003 en retour vers une position en amont de la pompe à carburant moteur 1003. En variante ou en complément, l’écoulement de carburant peut être contrôlé en utilisant une ou plusieurs conduites de contournement 1005 telles que représentées sur la , agencées pour permettre à une proportion du carburant d’éviter de passer à travers le ou les deux échangeurs de chaleur carburant-huile. La vitesse de la pompe 1003 peut également être ajustée, soit en accélérant le débit de carburant (diminuant ainsi le transfert de chaleur par unité de volume passant à travers les échangeurs de chaleur), soit en réduisant le débit de carburant (augmentant ainsi le transfert de chaleur par unité de volume passant à travers les échangeurs de chaleur). Le contrôle 12300 du système d’échange de chaleur peut comprendre le contrôle de l’écoulement d’huile à travers les échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire 1006, 1004, et/ou à travers un ou plusieurs autres échangeurs de chaleur – par ex. un échangeur de chaleur huile-huile 2030 entre des systèmes d’huile à boucle fermée séparés ou un échangeur de chaleur air-huile 2020. En complément ou alternativement, comme pour l’écoulement de carburant, l’écoulement d’huile peut être contrôlé en utilisant une ou plusieurs conduites de contournement ou conduites de remise en circulation, lorsqu’elles sont présentes, permettant à l’huile de contourner un ou plusieurs échangeurs de chaleur 1004, 1006 au lieu de s’écouler à travers ceux-ci, ou d’être remise en circulation à travers un ou plusieurs échangeurs de chaleur. L’huile peut également être remise en circulation dans certaines mises en œuvre, et/ou l’écoulement d’huile peut être ajusté en contrôlant une ou plusieurs pompes à huile. Un ou plusieurs soupapes, pompes et/ou capteurs contrôlables peuvent être fournis en conséquence pour faciliter le contrôle de l’écoulement d’huile. La vitesse d'une pompe 2004, 2010, 2004’, 2010’ peut également être réglée, soit en accélérant le débit d'huile, soit en réduisant le débit d'huile (augmentant ainsi le transfert de chaleur par unité de volume passant à travers les échangeurs de chaleur). Le système d’échange de chaleur peut comprendre un contrôleur agencé pour mettre en œuvre ce contrôle (de l’écoulement de carburant et/ou de l’écoulement d’huile). Le contrôleur peut recevoir des entrées provenant d’un ou plusieurs capteurs de température, et peut contrôler une ou plusieurs soupapes (par ex. (par ex. 2016, 2016’ comme illustré sur la et/ou soupape de remise en circulation 6010), et/ou la pompe 1003, en fonction des données reçues. Une ou plusieurs pompes d’alimentation en huile et/ou pompes de récupération peuvent également être contrôlées par le contrôleur. Ce contrôle actif peut être effectué en fonction d’un ou plusieurs paramètres tels que : • Vitesse d’arbre de cœur et demande de poussée du moteur ; • Température du carburant et/ou température de l’huile actuelles au niveau d’un ou de plusieurs emplacements ; • Pouvoir calorifique de carburant ; • Vitesse de rotation de soufflante ; • Débit de carburant vers la chambre de combustion (couramment dénommé WFE – poids d’écoulement de carburant de moteur principal) ; • Pouvoir lubrifiant du carburant ; et • Vitesse de pompe à carburant principale/moteur, ou options de vitesse. Dans des exemples alternatifs, le contrôle de la quantité de carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 à remettre en circulation peut ne pas être une étape de procédé active – à la place, une proportion définie, fixe du carburant peut être remise en circulation. Alternativement, aucun carburant ne peut être remis en circulation, et aucun itinéraire de remise en circulation ne peut être disponible dans certaines mises en œuvre. Les inventeurs sont également conscients qu’un contrôle rigoureux de la température du carburant pourrait permettre d’utiliser plus efficacement des carburants plus récents, en ajustant des paramètres aux conditions de croisière pour améliorer le rendement de la combustion et/ou améliorer la longévité du composant. La illustre un exemple de procédé 13000 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10. Le procédé 13000 comprend les étapes consistant à : Étape 13100 : Fournir un carburant à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10 par l’intermédiaire d’un système de gestion de carburant 1500. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un système d’échange de chaleur comprenant au moins un échangeur de chaleur carburant-huile, et facultativement au moins deux échangeurs de chaleur, ou plus, comme décrit ci-dessus. Étape 13200 : Contrôler le système d’échange de chaleur de manière à élever la température de carburant à au moins 135 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le contrôle du système d’échange de chaleur peut comprendre le contrôle de l’écoulement de carburant à travers les échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire 1006, 1004. L'écoulement de carburant peut être contrôlé à l'aide de la soupape de remise en circulation 6010, comme abordé par rapport à l'étape 12300 du procédé 12000. En variante ou en complément, l’écoulement de carburant peut être contrôlé en utilisant une ou plusieurs conduites de contournement 1005 agencées pour permettre à une proportion du carburant d’éviter de passer à travers l’un ou les deux échangeurs de chaleur carburant-huile, comme décrit ci-dessus par rapport à la . En variante ou en complément, le contrôle du système d'échange de chaleur peut comprendre le contrôle de l'écoulement d'huile à travers un ou plusieurs échangeurs de chaleur – par exemple, la déviation de moins d'huile vers un échangeur de chaleur air-huile 2020 lorsque la température de carburant a besoin d'être élevée et la déviation de davantage d'huile vers l'échangeur de chaleur air-huile 2020 (ce qui permet à plus de chaleur d'être perdue du moteur à l'environnement) lorsque la température de carburant doit être abaissée. De même, de l'huile peut être déviée au-delà d'un échangeur de chaleur carburant-huile, par ex. à l'aide d'une conduite de contournement, plutôt qu’à travers cet échangeur de chaleur si ou lorsque moins d'apport de chaleur au carburant est nécessaire. Un ou plusieurs capteurs de température peuvent être fournis, et éventuellement utilisés dans un processus de rétroaction automatisé pour contrôler les écoulements d'huile et/ou de carburant. Une ou plusieurs soupapes peuvent être prévues, éventuellement contrôlées automatiquement dans un processus de rétroaction en utilisant des données provenant du ou des capteurs de température, pour contrôler les écoulements d'huile et/ou de carburant. Le chauffage du carburant à des températures plus élevées que précédemment utilisées peut améliorer le refroidissement de l’huile avant qu’elle ne soit renvoyée au reste du moteur à turbine, et/ou peut améliorer le rendement de la combustion du carburant. Le procédé de la peut être utilisé conjointement avec le procédé de la . Il sera entendu que l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans s'écarter des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuelle, toute caractéristique peut être employée séparément ou en combinaison avec d'autres caractéristiques et la description s'étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d'une ou de plusieurs caractéristiques décrites ici. Procédé (12000) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz (10), le moteur à turbine à gaz (10) comprenant : un cœur de moteur (11) comprenant une turbine (17), un compresseur (14), une chambre de combustion (16) agencée pour brûler un carburant, et un arbre de cœur (26) reliant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur (11) ; un arbre de soufflante (42) ; un réducteur (30) qui reçoit une entrée provenant de l’arbre de cœur (26) et délivre en sortie un entraînement à la soufflante (23) par l’intermédiaire de l’arbre de soufflante (42) ; un système dʼéchange de chaleur comprenant au moins un échangeur de chaleur carburant-huile (1006) agencé pour transférer de la chaleur au carburant ; et une pompe à carburant (1003) agencée pour délivrer le carburant à la chambre de combustion (16), dans lequel la pompe à carburant (1003) est située en aval de l'au moins un échangeur de chaleur carburant-huile (1006) ; dans lequel le procédé comprend le fonctionnement (12200) du moteur à turbine à gaz (10) à l’aide d’un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure – WSD – à 25 °C. Procédé (12000) selon la revendication 1, dans lequel le procédé comprend le fonctionnement du moteur à turbine à gaz (10) à l’aide d’un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD à 25 °C. Procédé (12000) selon la revendication 1, dans lequel : le moteur à turbine à gaz (10) comprend un système à boucle dʼhuile primaire (2000) agencé pour fournir de lʼhuile au réducteur (30) ; et lʼau moins un échangeur de chaleur carburant-huile du système dʼéchange de chaleur comprend au moins un échangeur de chaleur carburant-huile primaire (1006) à travers lequel lʼhuile du système à boucle dʼhuile primaire (2000) et du carburant sʼécoulent pour transférer de la chaleur provenant de lʼhuile au carburant. Procédé (12000) selon la revendication 3, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) comprend en outre : un générateur dʼentraînement intégré (2006) ; et un système à boucle dʼhuile secondaire (2000’) agencé pour fournir de lʼhuile au générateur dʼentraînement intégré (2006) ; dans lequel le système dʼéchange de chaleur comprend un échangeur de chaleur huile-huile agencé pour transférer de la chaleur entre lʼhuile du système à boucle dʼhuile primaire (2000) et lʼhuile du système à boucle dʼhuile secondaire (2000’). Procédé (12000) selon la revendication 3, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) comprend en outre : un générateur dʼentraînement intégré (2006) ; et un système à boucle dʼhuile secondaire (2000’) agencé pour fournir de lʼhuile au générateur dʼentraînement intégré (2006) ; et lʼau moins un échangeur de chaleur carburant-huile du système dʼéchange de chaleur comprend en outre : un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1004) agencé pour recevoir le carburant et lʼhuile provenant du système à boucle dʼhuile secondaire (2000’) ; et le procédé comprend le transfert de chaleur entre lʼhuile provenant du système à boucle dʼhuile secondaire (2000’) et le carburant à l’aide de lʼéchangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1004). Procédé (12000) selon la revendication 5, dans lequel : le carburant sʼécoule à travers lʼéchangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1004) avant lʼécoulement à travers lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire (1006), de telle sorte que de la chaleur est transférée à partir de lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile secondaire (2000’) au carburant avant que de la chaleur ne soit transférée à partir de lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile primaire (2000) au carburant. Procédé (12000) selon la revendication 3, dans lequel : le système d'échange de chaleur comprend en outre un échangeur de chaleur air-huile (2020) agencé pour transférer de la chaleur à partir de lʼhuile du système à boucle dʼhuile primaire (2000) ; et lʼéchangeur de chaleur air-huile (2020) et lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire (1006) sont agencés dans une configuration parallèle sur différentes branches du système à boucle dʼhuile primaire (2000). Procédé (12000) selon la revendication 5, dans lequel le rapport de transfert de chaleur au carburant entre les échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire (1004, 1006) est compris entre 70:30 et 90:10. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14), une chambre de combustion (16) agencée pour brûler un carburant, et un arbre de cœur (26) reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur (11) ; un arbre de soufflante (42) ; un réducteur (30) agencé pour recevoir une entrée provenant de l’arbre de cœur (26) et délivrer en sortie un entraînement à la soufflante par l’intermédiaire de l’arbre de soufflante (42) ; un système dʼéchange de chaleur comprenant au moins un échangeur de chaleur carburant-huile (1006) agencé pour transférer de la chaleur au carburant ; et une pompe à carburant (1003) agencée pour délivrer le carburant à la chambre de combustion (16), dans lequel la pompe à carburant est située en aval de l'au moins un échangeur de chaleur carburant-huile ; dans lequel le carburant a un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure – WSD – à 25 °C. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 9, comprenant en outre : un système à boucle dʼhuile primaire (2000) agencé pour fournir de lʼhuile au réducteur (30), dans lequel lʼau moins un échangeur de chaleur carburant-huile comprend au moins un échangeur de chaleur carburant-huile primaire (1006) agencé de telle sorte que lʼhuile du système à boucle dʼhuile primaire (2000) et du carburant sʼécoulent à travers celui-ci pour transférer de la chaleur provenant de lʼhuile au carburant. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 9, comprenant en outre : un générateur dʼentraînement intégré (2006) ; et un système à boucle dʼhuile secondaire (2000’) agencé pour fournir de lʼhuile au générateur dʼentraînement intégré (2006) ; dans lequel le système dʼéchange de chaleur comprend un échangeur de chaleur huile-huile agencé pour transférer de la chaleur entre lʼhuile du système à boucle dʼhuile primaire (2000) et lʼhuile du système à boucle dʼhuile secondaire (2000’). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 10, comprenant en outre : un générateur dʼentraînement intégré (2006) ; et un système à boucle dʼhuile secondaire (2000’) agencé pour fournir de lʼhuile au générateur dʼentraînement intégré (2006) ; et dans lequel l'au moins un échangeur de chaleur carburant-huile comprend en outre un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1004) agencé de telle sorte que de l'huile provenant du système à boucle d'huile secondaire (2000’) et le carburant s'écoulent à travers celui-ci, et agencé en outre pour transférer de la chaleur entre l'huile provenant du système à boucle d'huile secondaire (2000’) et le carburant. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 12, dans lequel : les échangeurs de chaleur sont agencés de telle sorte que le carburant sʼécoule à travers lʼéchangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1004) avant lʼécoulement à travers lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire (1006), de telle sorte que de la chaleur est transférée à partir de lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile secondaire (2000’) au carburant avant que de la chaleur ne soit transférée à partir de lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile primaire (2000) au carburant. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 10, dans lequel : le système d'échange de chaleur comprend en outre un échangeur de chaleur air-huile (2020) agencé pour transférer de la chaleur à partir de lʼhuile du système à boucle dʼhuile primaire (2000) ; et lʼéchangeur de chaleur air-huile (2020) et lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire (1006) sont agencés dans une configuration parallèle sur différentes branches du système à boucle dʼhuile primaire (2000). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 12, dans lequel le rapport de transfert de chaleur au carburant entre les échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire (1004, 1006) est compris entre 70:30 et 90:10.