Brevet FR3144221A1 — publié le 20240628

L’invention concerne un procédé (1100) de fonctionnement d’un moteur (10) à turbine à gaz, le moteur (10) à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor (16) à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage pauvre (RQL) présentant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404) dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6. Le procédé (1000) comprend le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 10 à 70 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur (10) à turbine à gaz lorsque le moteur 10 fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur (10) à turbine à gaz lorsque le moteur (10) fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor (16) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Figure pour l’abrégé : Figure 11 Fonctionnement de turbine à gaz La présente divulgation concerne un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz utilisant des carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels. Il existe une attente dans l’industrie aéronautique d’une tendance à l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels généralement utilisés actuellement. Ces carburants peuvent avoir des caractéristiques de carburant différentes par rapport à de tels carburants hydrocarbonés à base de pétrole. Ainsi, il existe un besoin de tenir compte des propriétés de carburant de ces différents carburants et d’ajuster des procédés de fonctionnement de moteurs à turbine à gaz en conséquence. Selon un premier aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor ayant une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant ; un système de carburant agencé pour fournir du carburant au dispositif combustor, le système de carburant comprenant : une pompe à carburant ; une vanne de répartition de carburant en aval de la pompe à carburant agencée pour répartir du carburant à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant et pour orienter le flux de carburant vers les tuyères de telle sorte qu’un premier sous-ensemble de la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant reçoit plus de carburant qu’un deuxième sous-ensemble de la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant ; et un échangeur de chaleur à carburant-huile ; dans lequel le procédé comprend la fourniture d’un carburant au dispositif combustor et le transfert de chaleur de l’huile au carburant dans l’échangeur de chaleur à carburant-huile avant que le carburant entre dans le dispositif combustor de sorte à abaisser une viscosité du carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à l’entrée du dispositif combustor à des conditions de croisière. Selon un deuxième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un dispositif combustor ayant une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant ; un système de carburant agencé pour fournir du carburant au dispositif combustor, le système de carburant comprenant : une pompe à carburant ; une vanne de répartition de carburant en aval de la pompe à carburant agencée pour répartir du carburant à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant et pour orienter le flux de carburant vers les tuyères de telle sorte qu’un premier sous-ensemble de la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant reçoit plus de carburant qu’un deuxième sous-ensemble de la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant ; un échangeur de chaleur à carburant-huile ; et un dispositif de commande conçu pour commander l’échangeur de chaleur à carburant-huile pour transférer de la chaleur de l’huile au carburant dans l’échangeur de chaleur à carburant-huile avant que le carburant entre dans le dispositif combustor de sorte à abaisser une viscosité du carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à l’entrée du dispositif combustor à des conditions de croisière. Selon un troisième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage pauvre (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et un échangeur de chaleur à carburant-huile ; dans lequel le procédé comprend la fourniture d’un carburant au dispositif combustor et le transfert de chaleur de l’huile au carburant dans l’échangeur de chaleur à carburant-huile avant que le carburant entre dans le dispositif combustor de sorte à abaisser une viscosité du carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à l’entrée du dispositif combustor à des conditions de croisière. Selon un quatrième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage pauvre (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; un échangeur de chaleur à carburant-huile ; et un dispositif de commande conçu pour commander l’échangeur de chaleur à carburant-huile pour transférer de la chaleur de l’huile au carburant dans l’échangeur de chaleur à carburant-huile avant que le carburant entre dans le dispositif combustor de sorte à abaisser une viscosité du carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à l’entrée du dispositif combustor à des conditions de croisière. Les inventeurs ont déterminé que la viscosité d’un carburant est un facteur important affectant la manière dont le carburant est distribué à un dispositif combustor, et enflammé et mis en combustion au sein du dispositif combustor. La viscosité peut affecter la taille des gouttelettes de tuyères de pulvérisation de carburant, ce qui peut influer à son tour sur l’atomisation et l’efficacité de brûlage. Prendre en compte une viscosité du carburant lors de la distribution de carburant au dispositif combustor, et la commander selon le cas en faisant varier l’apport de chaleur, peut donc fournir un brûlage de carburant plus efficace, améliorant les performances de l’aéronef. Une viscosité plus faible du carburant à des conditions de croisière peut aboutir à un moteur plus efficace. Selon un cinquième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage pauvre (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel le procédé comprend le fonctionnement du moteur à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 10 à 70 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Selon un sixième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage pauvre (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et un dispositif de commande ; dans lequel le dispositif de commande est conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 10 à 70 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Une réduction de la concentration de nvPM dans l’échappement d’un moteur à turbine à gaz est avantageuse car elle contribue à réduire les émissions indésirables totales du moteur. Les inventeurs ont observé que la configuration du dispositif combustor, incluant le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant ou le rapport du nombre de tuyères à la taille du moteur, a un effet sur les émissions produites pour différents carburants, et doit être prise en compte lors de l’optimisation de la conception du dispositif combustor. Sauf indication contraire, toutes les références à la « taille de cœur » ici sont en unités de s.K 1/2 .in et toutes les références au « nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire » est le nombre de tuyères par taille de cœur de moteur unitaire également en s.K 1/2 .in. Dans soit les cinquième et/ou sixième aspects, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un échangeur de chaleur carburant-huile. Le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander l’échangeur de chaleur à carburant-huile pour transférer, de la chaleur de l’huile au carburant dans l’échangeur de chaleur à carburant-huile avant que le carburant entre dans le dispositif combustor de sorte à abaisser une viscosité du carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à l’entrée du dispositif combustor à des conditions de croisière. Les caractéristiques des énoncés suivants peuvent être utilisées en combinaison avec l’un quelconque des premier, deuxième, troisième, quatrième, cinquième et/ou sixième aspects : Le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander l’échangeur de chaleur à carburant-huile pour transférer, de la chaleur de l’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur à carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant entre 0,58 mm 2 /s et 0,30 mm 2 /s à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander l’échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer, de la chaleur de l’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur à carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant entre 0,54 mm 2 /s et 0,34 mm 2 /s à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander l’échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer, de la chaleur de l’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur à carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant entre 0,50 mm 2 /s et 0,38 mm 2 /s à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander l’échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer, de la chaleur de l’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur à carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant à 0,58, 0,57, 0,56, 0,55, 0,54, 0,53, 0,52, 0,51, 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 ou 0,30 mm 2 /s, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Les inventeurs ont déterminé qu’une limite plus faible pour la viscosité doit prendre en compte le fonctionnement de la pompe à carburant étant donné qu’une viscosité de carburant trop faible (par exemple, en conséquence de trop de chaleur étant introduite dans le carburant d’un échangeur de chaleur à carburant-huile) pourrait influer négativement sur la lubrification de paliers au sein de la pompe, entraînant potentiellement plus d’usure sur la pompe, une surchauffe et une défaillance de la pompe. Les caractéristiques des énoncés suivants peuvent être utilisées en combinaison avec l’un ou l’autre des premier et/ou deuxième aspects : Le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut comprendre au moins une moitié du nombre total de tuyères de pulvérisation de carburant. Le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut comprendre au moins deux tiers du nombre total de tuyères de pulvérisation de carburant. La pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant peut comprendre des tuyères de pulvérisation de carburant duplex et des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique. Le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut comprendre les tuyères de pulvérisation de carburant duplex et le deuxième sous-ensemble (ou les autres tuyères de pulvérisation de carburant) peuvent comprendre les tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique. Les tuyères du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peuvent être situées plus près d’un allumeur respectif du système de dispositif combustor par comparaison avec les tuyères du deuxième sous-ensemble. Le dispositif combustor peut comprendre au moins deux allumeurs et le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut comprendre au moins deux groupes de tuyères de pulvérisation de carburant. Chaque groupe de tuyères de pulvérisation de carburant peut être adjacent à l’un des allumeurs. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant peut être entre 14 et 22 et/ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être dans la plage de 2 à 6. Les caractéristiques des énoncés suivants peuvent être utilisées en combinaison avec l’un quelconque des troisième, quatrième, cinquième et/ou sixième aspects : Le nombre (total) de tuyères de pulvérisation de carburant peut être compris entre 16 et 20. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant peut être 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22 ou un nombre dans une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être compris dans la plage de 2,7 et 4, de préférence dans la plage de 3 et 3,6. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être compris dans la plage de 2,5 à 4,5, et plus préférablement dans la plage de 3 à 4. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être 2, 3, 4, 5, 6, ou dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, et plus préférablement 2,5, 3, 3,5, 4 ou 4,5, ou dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, et encore plus préférablement 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, ou 4,0, ou dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être 2,0, 2,1, 2,2, 2,3, 2,4, 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4,0, 4,1, 4,2, 4,3, 4,4, 4,5, 4,6, 4,7, 4,8, 4,9, 5,0, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9, ou 6,0, ou dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. La taille du cœur de moteur (en s.K 1/2 .in ) peut être dans la plage de 4 à 7, et plus préférablement dans la plage de 5 à 6, et encore plus préférablement dans la plage de 5,2 à 5,5. Le dispositif combustor peut comprendre une pluralité d’allumeurs. La pluralité d’allumeurs peut être disposée symétriquement autour d’une circonférence du dispositif combustor. Des paires d’allumeurs peuvent être disposées diamétralement opposées l’une à l’autre autour d’une circonférence du dispositif combustor. Le dispositif combustor peut avoir un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant duplex et un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique. Le dispositif combustor peut avoir 10 à 14 tuyères de pulvérisation de carburant duplex et 4 à 8 tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique. Les tuyères de pulvérisation de carburant duplex peuvent être agencées en groupes autour de la circonférence du dispositif combustor. Les groupes de tuyères de pulvérisation de carburant duplex peuvent comprendre au moins deux groupes agencés diamétralement opposés l’un à l’autre. Chaque groupe de tuyères de pulvérisation de carburant duplex peut comprendre 2 à 8 tuyères. Le dispositif combustor peut comprendre deux ou plusieurs allumeurs agencés diamétralement opposés l’un à l’autre autour de la circonférence du dispositif combustor. Le ou chaque allumeur peut être agencé adjacent à une ou plusieurs des tuyères de pulvérisation de carburant duplex. Le ou chaque allumeur peut être agencé adjacent à un des groupes de tuyères de pulvérisation de carburant duplex. Le dispositif combustor peut comprendre 1 à 8 allumeurs. Dans l’un quelconque des premier, deuxième, troisième et/ou quatrième aspects, le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 10 à 70 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Les caractéristiques des énoncés suivants peuvent être utilisées en combinaison avec l’un quelconque des premier, deuxième, troisième, quatrième, cinquième et/ou sixième aspects : Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 15 à 65 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 20 à 60 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 10 %, 12 %, 14 %, 16 %, 18 %, 20 %, 22 %, 24 %, 26 %, 28 %, 30 %, 32 %, 34 %, 36 %, 38 %, 40 %, 42 %, 44 %, 46 %, 48 %, 50 %, 52 %, 54 %, 56 %, 58 %, 60 %, 62 %, 64 %, 66 %, 68 %, ou 70 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 20 %, 21 %, 22 %, 23 %, 24 %, 25 %, 26 %, 27 %, 28 %, 29 %, 30 %, 31 %, 32 %, 33 %, 34 %, 35 %, 36 %, 37 %, 38 %, 39 %, 40 %, 41 %, 42 %, 43 %, 44 %, 45 %, 46 %, 47 %, 48 %, 49 %, 50 %, 51 %, 52 %, 53 %, 54 %, 55 %, 56 %, 57 %, 58 %, 59 %, ou 60 % ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 10 à 19 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant dans le mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Cette réduction peut être obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion. Dans certains exemples, le mélange air-carburant pauvre peut avoir un rapport air-carburant supérieur à environ 15. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 11 à 18 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant dans le mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Cette réduction peut être obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion. Dans certains exemples, le mélange air-carburant pauvre peut avoir un rapport air-carburant supérieur à environ 15. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 12 à 17 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant dans le mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Cette réduction peut être obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion. Dans certains exemples, le mélange air-carburant pauvre peut avoir un rapport air-carburant supérieur à environ 15. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 13 à 16 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant dans le mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Cette réduction peut être obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion. Dans certains exemples, le mélange air-carburant pauvre peut avoir un rapport air-carburant supérieur à environ 15. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 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 %, ou 19 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant du mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Cette réduction peut être obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion. Dans certains exemples, le mélange air-carburant pauvre peut avoir un rapport air-carburant supérieur à environ 15. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 13 %, 13,1 %, 13,2 %, 13,3 %, 13,4 %, 13,5 %, 13,6 %, 13,7 %, 13,8 %, 13,9 %, 14 %, 14,1 %, 14,2 %, 14,3 %, 14,4 %, 14,5 %, 14,6 %, 14,7 %, 14,8 %, 14,9 %, 15 %, 15,1 %, 15,2 %, 15,3 %, 15,4 %, 15,5 %, 15,6 %, 15,7 %, 15,8 %, 15,9 %, ou 16 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant du mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Cette réduction peut être obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion. Dans certains exemples, le mélange air-carburant pauvre peut avoir un rapport air-carburant supérieur à environ 15. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 55 à 80 % dans des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 60 à 75 % dans des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 65 à 70 % dans des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction d’environ 55 %, 56 %, 57 %, 58 %, 59 %, 60 %, 61 %, 62 %, 63 %, 64 %, 65 %, 66 %, 67 %, 68 %, 69 %, 70 %, 71 %, 72 %, 73 %, 74 %, 75 %, 76 %, 77 %, 78 %, 79 %, ou 80 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, dans des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction d’environ 66,0 %, 66,1 %, 66,2 %, 66,3 %, 66,4 %, 66,5 %, 66,6 %, 66,7 %, 66,8 %, 66,9 %, 67,0 %, 67,1 %, 67,2 %, 67,3 %, 67,4 %, 67,5 %, 67,6 %, 67,7 %, 67,8 %, 67,9 %, ou 68,0 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, dans des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 2 à 15 % dans des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 4 à 12 % dans des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 5 à 10 % dans des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction d’environ 2 %, 3 %, 4 %, 5 %, 6 %, 7 %, 8 %, 9 %, 10 %, 11 %, 12 %, 13 %, 14 %, ou 15 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, dans des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction d’environ 7,0 %, 7,1 %, 7,2 %, 7,3 %, 7,4 %, 7,5 %, 7,6 %, 7,7 %, 7,8 %, 7,9 %, 8,0 %, 8,1 %, 8,2 %, 8,3 %, 8,4 %, 8,5 %, 8,6 %, 8,7 %, 8,8 %, 8,9 %, ou 9,0 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, dans des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,2:1 à 2,7:1 lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,3:1 à 2,6:1 lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,4:1 à 2,5:1 lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,5:1 à 2,4:1 lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est de 0,2:1, 0,3:1, 0,4:1, 0,5:1, 0,6:1, 0,7:1, 0,8:1, 0,9:1, 1:1, 1,1:1, 1,2:1, 1,3:1, 1,4:1, 1,5:1, 1,6:1, 1,7:1, 1,8:1, 1,9:1, 2:1, 2,1:1, 2,2:1, 2,3:1, 2,4:1, 2,5:1, 2,6:1, ou 2,7:1, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est de 0,5:1, 0,55:1, 0,6:1, 0,65:1, 0,7:1, 0,75:1, 0,8:1, 0,85:1, 0,9:1, 0,95:1, 1:1, 1,05:1, 1,1:1, 1,15:1, 1,2:1, 1,25:1, 1,3:1, 1,35:1, 1,4:1, 1,45:1, 1,5:1, 1,55:1, 1,6:1, 1,65:1, 1,7:1, 1,75:1, 1,8:1, 1,85:1, 1,9:1, 1,95:1, 2:1, 2,05:1, 2,1:1, 2,15:1, 2,2:1, 2,25:1, 2,3:1, 2,35:1, ou 2,4:1, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,1:1 à 1,4:1 lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,2:1 à 1,3:1 lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,3:1 à 1,2:1 lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,4:1 à 1,1:1 lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données est de 0,1:1, 0,2:1, 0,3:1, 0,4:1, 0,5:1, 0,6:1, 0,7:1, 0,8:1, 0,9:1, 1:1, 1,1:1, 1,2:1, 1,3:1, ou 1,4:1, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données est de 0,4:1, 0,42:1, 0,44:1, 0,46:1, 0,48:1, 0,5:1, 0,52:1, 0,54:1, 0,56:1, 0,58:1, 0,6:1, 0,62:1, 0,64:1, 0,66:1, 0,68:1, 0,7:1, 0,72:1, 0,74:1, 0,76:1, 0,78:1, 0,8:1, 0,82:1, 0,84:1, 0,86:1, 0,88:1, 0,9:1, 0,92:1, 0,94:1, 0,96:1, 0,98:1, 1:1, 1,02:1, 1,04:1, 1,06:1, 1,08:1, ou 1,1:1, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Dans un quelconque aspect de la présente divulgation, le carburant fourni au dispositif combustor peut comprendre un % de SAF dans la plage de 10 à 50 %, 50 à 100 % ou peut comprendre 100 % de SAF. Comme indiqué ailleurs ici, la présente divulgation peut s’appliquer à une quelconque configuration pertinente de 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 turbopropulseur ou un turboréacteur. Un quelconque moteur de ce type peut être ou non pourvu d’une réchauffe. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, conçu pour des applications de production d’énergie terrestre ou marine. Un moteur à turbine à gaz conformément à un quelconque aspect de la présente divulgation peut comprendre un cœur de moteur comprenant une turbine, un dispositif combustor, 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. Alternativement, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante située en aval du cœur de moteur, par exemple où le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur (auquel cas la soufflante peut être désignée comme hélice). Lorsque le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur, le moteur à turbine à gaz peut comprendre deux étages d’hélices contrarotatives fixés à une turbine libre de puissance par l’intermédiaire d’un arbre et entraînés par celle-ci. 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. Alternativement, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un étage d’hélices et un étage d’ailettes directrices conçu en aval de l’étage d’hélices. L’étage d’ailettes directrices peut être à pas variable. Ainsi, des turbines haute pression, pression intermédiaire, et libres de puissance peuvent respectivement entraîner des compresseurs haute pression et intermédiaire et des hélices 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 rotor ouvert ou un turbopropulseur, un ou plusieurs des étages d’hélices peuvent être entraînés par une boîte d’engrenages. La boîte d’engrenages peut être du type décrit ici. Un moteur selon la présente divulgation peut être un turboréacteur à double flux. Un tel moteur peut être un moteur à double flux à entraînement direct où la soufflante est directement reliée à la turbine d’entraînement de soufflante, par exemple sans boîte d’engrenages, par l’intermédiaire d’un arbre de cœur. Dans un tel moteur à double flux à entraînement direct, la soufflante peut être dite pour tourner 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 deuxième turbine et un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au compresseur. La deuxième 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 deuxième turbine peut être positionné axialement en aval de la première turbine. Un moteur selon la présente divulgation 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’une boîte d’engrenages. En conséquence, un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une boîte d’engrenages qui reçoit une entrée de l’arbre de cœur et délivre en sortie 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 la boîte d’engrenages 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 une quelconque architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir un quelconque 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 le 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 flux depuis le premier compresseur. La boîte d’engrenages peut être agencée pour être entraînée 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, la boîte d’engrenages peut être agencée pour être entraînée 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). Alternativement, la boîte d’engrenages peut être agencée pour être entraînée par un quelconque ou plusieurs arbres, par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l’exemple ci-dessus. La boîte d’engrenages peut être une boîte d’engrenages de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l’entrée depuis l’arbre de cœur). Un quelconque type de boîte d’engrenages peut être utilisé. Par exemple, la boîte d’engrenages peut être une boîte d’engrenages « planétaire » ou « en étoile », tel que décrite d’une manière plus détaillée ailleurs ici. Une telle boîte d’engrenages peut être un étage unique. Alternativement, une telle boîte d’engrenages peut être une boîte d’engrenages composée, par exemple une boîte d’engrenages planétaire composée (qui peut avoir l’entrée sur l’engrenage solaire et la sortie sur la couronne dentée, et donc être désignée comme boîte d’engrenages « en étoile composée »), par exemple ayant deux étages de réduction. La boîte d’engrenages peut avoir un quelconque 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, la boîte d’engrenages peut être une boîte d’engrenages 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, la boîte d’engrenages peut être une boîte d’engrenages en « étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage 3,0 à 3,1. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, la boîte d’engrenages peut être une boîte d’engrenages « planétaire » ayant un rapport de réduction dans la plage 3,6 à 4,2. Dans certains agencements, le rapport d’engrenage peut être à l’extérieur de ces plages. Dans un quelconque moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, un carburant d’une composition ou d’un mélange donné est fourni à un dispositif combustor, qui peut être fourni en aval de la soufflante et du ou des compresseurs par rapport à une voie de flux (par exemple axialement en aval). Par exemple, le dispositif combustor 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 le dispositif combustor peut être fourni à l’entrée de la deuxième turbine, lorsqu’une deuxième turbine est fournie. Le dispositif combustor peut être fourni 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 un quelconque nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’aubes de rotor et une rangée d’ailettes de stator, qui peuvent être des ailettes de stator variables (en ce que leur angle d’incidence peut être variable). La rangée d’aubes de rotor et la rangée d’ailettes 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 ou 11 étages dans le deuxième 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 » (où la soufflante est entraînée par un premier arbre de cœur par l’intermédiaire d’une boîte d’engrenages 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 deuxième 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 deuxième compresseur (ou « haute pression »). La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peut comprendre un quelconque nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’aubes de rotor et une rangée d’ailettes de stator, ou vice versa selon le besoin. Les rangées respectives d’aubes de rotor ailettes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. La deuxième turbine (ou « haute pression ») peut comprendre 2 étages dans un quelconque agencement (par exemple indépendamment de ce 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. Alternativement, 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 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 du bout peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de 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 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 de 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 à des conditions de croisière peut être inférieure à 3 500 tr/min, par exemple inférieure à 2 600 tr/min, ou inférieure à 2 500 tr/min, ou inférieure à 2 300 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante à des 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 2 750 à 2 900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante à des 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 2 500 à 2 800 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante à des 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 1 500 à 1 800 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante à des 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 3 600 à 3 900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante à des 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 2 000 à 2 800 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 aubes de soufflante sur le flux résulte en une élévation 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 défini 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 à des 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 étant sans dimension). La charge de pointe de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de 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 0,31 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 divulgation peuvent avoir un quelconque rapport de contournement souhaité, où le rapport de contournement est défini comme le rapport du débit massique du flux à travers le conduit de contournement au débit massique du flux à travers le cœur. Dans certains agencements le rapport de contournement à des conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 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 à des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de 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 à des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct selon la présente divulgation peut être dans la plage allant de 9:1 à 11:1. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de contournement à des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages selon la présente divulgation 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 le dispositif combustor) 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 à des conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 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 de 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 à des 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 à des 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 à des 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 à des 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 fournie au dispositif combustor. À des conditions de croisière, la poussée spécifique d’un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs 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 de 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 une quelconque 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) l’une quelconque des valeurs 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 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). Strictement à titre d’exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale comprise dans la plage allant 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 standard 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, dite TET, peut être mesurée en sortie du dispositif combustor, par exemple immédiatement en amont de la première ailette de turbine, qui elle-même peut être appelée ailette directrice de tuyère. Dans certains exemples, la TET peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fournie au dispositif combustor. À des conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1 400 K, 1 450 K, 1 500 K, 1 520 K, 1 530 K, 1 540 K, 1 550 K, 1 600 K ou 1 650 K. Donc, strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET à des 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 1 540 K à 1 600 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET à des 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 1 590 K à 1 650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET à des 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 1 600 K à 1 660 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET à des 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 1 590 K à 1 650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET à des 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 1 570 K à 1 630 K. La TET à des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 1 530 K à 1 600 K. La TET maximale dans l’utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1 700 K, 1 750 K, 1 800 K, 1 850 K, 1 900 K, 1 950 K, 2 000 K, 2 050 K, ou 2100 K. Donc, 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 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1 890 K à 1 960 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 1 890 kN à 1 960 kN. 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 1 890 K à 1 960 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 1 935 K à 1 995 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 1 890 K à 1 950 K. La TET maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 1 800 K à 1 950 K, ou 1 900 K à 2 000 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 d’un quelconque 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 de 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 en fibre 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 d’une quelconque 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 disque à aubage ou couronne à aubage. Un quelconque 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 divulgation 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 un quelconque 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 de fibres de carbone, il peut y avoir 16 ou 18 aubes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps métallique (par exemple, aluminium-lithium ou alliage de titane), il peut y avoir 18, 20 ou 22 aubes de soufflante. Tel qu’ils sont utilisés 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 fait référence à une phase de fonctionnement du moteur au sein d’une mission donnée d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est destiné à 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 il où est nécessaire que le moteur tourne. Au ralenti, le moteur peut produire entre 3 % et 9 % de la poussée disponible du moteur. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 5 % et 8 % de poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 7 % de 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. Pendant le roulage, le moteur peut produire entre 5 % et 15 % de poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 12 % de poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 7 % et 10 % de 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 poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 95 % et 100 % de poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire 100 % de 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. Pendant la montée, le moteur peut produire entre 75 % et 100 % de poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 80 % et 95 % de poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 85 % et 90 % de 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 à des conditions de croisière. En complément ou alternativement, la montée peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol d’aéronef entre le décollage et l’atterrissage, où une augmentation relative de l’altitude est requise, ce qui peut nécessiter une demande complémentaire 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, à des 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 de quelconques 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 un quelconque 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 à des conditions de croisière est clairement défini. Strictement à titre d’exemple, la vitesse avant à la condition de croisière peut être un quelconque 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. Une quelconque 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 une quelconque 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 normales (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 dépend bien entendu du moteur et de son application prévue et peut être, par exemple, une valeur comprise entre 20 kN et 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 normales (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 dépend bien entendu du moteur et de son application prévue et peut être, par exemple, une valeur comprise entre 35 kN et 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 ici. 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 l’un ou l’autre ou l’un et l’autre parmi une descente et une approche pour se référer 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’un ou l’autre ou l’un et l’autre parmi une descente et une approche, le moteur peut produire entre 20 % et 50 % de poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 25 % et 40 % de poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 30 % et 35 % de poussée disponible. En complément ou alternativement, la descente peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol d’aéronef entre le décollage et l’atterrissage, où une baisse relative de l’altitude est requise, ce 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 ici. 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 une quelconque condition appropriée, qui peut être 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 inclure (ou peut être) un fonctionnement dans une quelconque condition appropriée, par exemple à mi-croisière de l’avion, 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 un quelconque autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, toute caractéristique ou tout paramètre décrit ici peut être appliqué à tout aspect et/ou associé à une quelconque autre caractéristique ou un quelconque autre paramètre décrit ici. Tel qu’elle est utilisée ici, une plage « de la valeur X à la valeur Y » ou « entre la valeur X et la valeur Y », ou similaire, désigne une plage inclusive ; incluant les valeurs de délimitation de X et Y. 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’une boîte d’engrenages pour un moteur à turbine à gaz ; est une vue en coupe à travers un dispositif combustor du moteur de la dans un plan perpendiculaire à l’axe principal de rotation du moteur ; est une coupe transversale schématique d’une tuyère de pulvérisation de carburant duplex du dispositif combustor de la ; est une coupe transversale schématique d’une tuyère de pulvérisation de carburant à flux unique du dispositif combustor de la ; est une vue schématique en coupe du moteur de la ; est une vue en coupe partielle supplémentaire du moteur de la ; est une représentation schématique d’un système de propulsion pour un aéronef comprenant le moteur de la ; illustre un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; illustre un autre procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz. La illustre un moteur 10 à turbine à gaz 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 10 à turbine à gaz 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 10 à turbine à gaz 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’une boîte d’engrenages 30 épicycloïdale. 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 mis en combustion. L’équipement de combustion 16 peut être désigné comme le dispositif combustor 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « dispositif combustor 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 conférer 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 propulsive. La boîte d’engrenages 30 épicycloïdale est une boîte d’engrenages de réduction. Un agencement donné à titre d’exemple pour un moteur 10 à turbine à gaz à soufflante à engrenages 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’engrenages 30 épicycloïdal. 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 boîte d’engrenages 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 premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression. La boîte d’engrenages 30 épicycloïdale est montrée 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 peuvent être fournis dans le champ d’application de l’invention revendiquée. Des applications pratiques d’une boîte d’engrenages 30 épicycloïdale planétaire comprennent généralement au moins trois engrenages satellites 32. La boîte d’engrenages 30 épicycloïdale illustrée 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, un quelconque autre type approprié de boîte d’engrenages 30 épicycloïdale peut être utilisé. À titre d’exemple supplémentaire, la boîte d’engrenages 30 épicycloïdale 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, la boîte d’engrenages 30 peut être une boîte d’engrenages différentielle dans laquelle 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 divulgation. Strictement à titre d’exemple, un quelconque agencement approprié peut être utilisé pour positionner la boîte d’engrenages 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier la boîte d’engrenages 30 au moteur 10. À titre d’exemple supplémentaire, les connexions (telles que les liaisons 36, 40 sur l’exemple de la ) entre la boîte d’engrenages 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 un quelconque degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d’exemple supplémentaire, un quelconque agencement approprié des paliers entre des parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d’entrée et de sortie depuis la boîte d’engrenages et les structures fixes, telles que le carter de boîte d’engrenages) peut être utilisé, et la divulgation n’est pas limitée à l’agencement donné à titre d’exemple de la . Par exemple, lorsque la boîte d’engrenages 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 palier serait typiquement différent de celui montré à titre d’exemple sur la . Ainsi, la présente divulgation s’étend à un moteur à turbine à gaz ayant un quelconque agencement de styles de boîte d’engrenages (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d’agencement d’arbres d’entrée et de sortie, et d’emplacements de palier. Éventuellement, la boîte d’engrenages 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 divulgation 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 un quelconque aspect de la présente divulgation 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. L’une et/ou l’autre des 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 turboréacteur à double flux, la divulgation peut s’appliquer, par exemple, à un quelconque 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 10 à turbine à gaz peut ne pas comprendre une boîte d’engrenages 30. La géométrie du moteur 10 à turbine à gaz, 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 d’origine fossile, tel que le kérosène. Ainsi, le carburant F peut comprendre des molécules d’une ou plusieurs des familles chimiques de n-alcanes, iso-alcanes, cycloalcanes, et aromatiques. En complément ou alternativement, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, autrement connus comme carburant aviation durable (SAF). Dans chacun des exemples fournis, le carburant F peut comprendre un ou plusieurs oligoéléments incluant, par exemple, du soufre, de l’azote, de l’oxygène, des substances inorganiques, et des métaux. Des performances fonctionnelles d’une composition donnée, ou un mélange de carburant utilisable pour une mission donnée, peuvent être définies, au moins en partie, par la capacité du carburant à entretenir le cycle de Brayton du moteur 10 à turbine à gaz. Des paramètres définissant des performances fonctionnelles peuvent inclure, par exemple, une énergie spécifique ; une densité d’énergie ; une stabilité thermique ; et, des émissions incluant 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, fournissant donc potentiellement une amélioration relative d’efficacité de 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 une inhibition du carburant à se dégrader ou à se cokéfier sous contrainte thermique) peut permettre au carburant de subir des températures élevées dans le moteur et des injecteurs de carburant, fournissant donc potentiellement des améliorations relatives dans l’efficacité de combustion. Les émissions réduites, y compris les matières particulaires, peuvent permettre une formation de traînée 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 des missions à longue portée pour optimiser les profils de vol ; les concentrations aromatiques minimales (%) peuvent assurer un gonflement suffisant de certains matériaux utilisés dans la construction de joints toriques et de joints préalablement exposés aux carburants à teneur aromatique élevée ; et, une tension de surface maximale (mN/m) peut assurer une rupture de pulvérisation suffisante et une atomisation du carburant. Le rapport du nombre d’atomes d’hydrogène au nombre d’atomes de carbone dans une molécule peut influer sur l’énergie spécifique d’une composition donnée, ou un mélange de carburant. Les carburants avec des rapports plus élevés 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 d’origine fossile peuvent comprendre des molécules avec 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 nombre de mélanges de carburant aviation durable ont été approuvés pour une utilisation. Par exemple, certains mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange allant jusqu’à 10 % de carburant aviation durable, tandis que d’autres mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange compris entre 10 % et 50 % de carburant aviation durable (le reste comprenant un ou plusieurs carburants hydrocarbonés d’origine fossile, tels que le kérosène), avec des compositions supplémentaires en attente d’approbation. Cependant, il existe une prévision dans l’industrie aéronautique que des mélanges de carburant aviation durable comprenant jusqu’à (et y compris) 100 % de carburant aviation durable (SAF) seront finalement approuvés pour une utilisation. Des carburants aviation durables 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 d’un ou plusieurs de gaz de synthèse (gaz de synthèse) ; des lipides (par exemple, des graisses, des huiles et des lubrifiants) ; des sucres ; et des alcools. Donc, des carburants aviation durables peuvent comprendre l’un ou l’autre ou l’un et l’autre parmi des teneurs en aromatiques et en soufre plus faibles, par rapport à des carburants hydrocarbonés d’origine fossile. En complément ou alternativement, des carburants aviation durable peuvent comprendre l’un ou l’autre ou l’un et l’autre parmi une teneur en iso-alcane et en cycloalcane plus élevée, par rapport à des carburants hydrocarbonés d’origine fossile. Donc, dans certains exemples, des carburants aviation durable peuvent comprendre l’un ou l’autre ou l’un et l’autre parmi une densité entre 90 % et 98 % de celle du kérosène et un pouvoir calorifique entre 101 % et 105 % de celui du kérosène. Grâce au moins en partie à la structure moléculaire de carburants aviation durables, des carburants aviation durables peuvent fournir des effets bénéfiques y compris, par exemple, une ou plusieurs parmi une énergie spécifique plus élevée (malgré, dans certains exemples, une densité énergétique plus faible) ; une capacité thermique spécifique plus élevée ; une stabilité thermique plus élevée ; une lubrification plus élevée ; une viscosité plus faible ; une tension de surface plus faible ; un point de congélation plus faible ; des émissions de suie plus faibles ; et, des émissions de CO 2 plus faibles, par rapport à des carburants hydrocarbonés d’origine fossile (par exemple lorsqu’ils sont mis en combustion dans l’équipement de combustion 16). Ainsi, par rapport aux carburants hydrocarbonés d’origine fossile, tels que le kérosène, les carburants aviation durables peuvent conduire à l’un ou l’autre ou l’un et l’autre parmi une diminution relative de la consommation spécifique de carburant, et à une diminution relative des coûts de maintenance. La montre une coupe à travers le dispositif combustor 16 du moteur 10 de la dans un plan perpendiculaire à l’axe principal de rotation 9 du moteur 10. Le dispositif combustor 16 comprend une chambre de combustion annulaire 401, définie par une chemise 402. Des configurations alternatives de dispositif combustor peuvent être utilisées dans d’autres modes de réalisation, par exemple annulaire, canné, etc. Le dispositif combustor 16 comprend une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 agencées autour de la circonférence du dispositif combustor 16. Chaque tuyère de pulvérisation de carburant 403, 404 comprend un ou plusieurs injecteurs de carburant agencés pour injecter du carburant dans la chambre de combustion 401. Dans cet exemple, le dispositif combustor 16 comprend 16 tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404. Dans d’autres exemples, le dispositif combustor 16 peut comprendre un quelconque nombre approprié de tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404, par exemple un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage 14 à 22. Dans certains exemples, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 peut être compris entre 16 et 20. Dans encore d’autres exemples, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant peut être 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22 ou un nombre dans une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 peut également être quantifié comme un rapport entre un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant et une taille de cœur de moteur. La taille de cœur définit la taille du cœur 11 du moteur 10. La taille de cœur de moteur peut être définie comme : Où = le débit massique, en livres par seconde, de l’air à l’entrée du compresseur haute pression 15, = la température, en Kelvin, de l’air à la sortie du compresseur haute pression 15, et = la pression, en livres pouces par seconde carrée par pouce carré, d’air à la sortie du compresseur haute pression 15. Une unité de taille de cœur s’exprime donc comme : La taille du cœur (en s.K 1/2 .in ) du moteur peut être entre 4 et 7, par exemple 4, 4,5, 5, 5,5, 6, 6,5 ou 7, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans certains exemples, la taille de cœur de moteur (dans s.K 1/2 .in ) peut être dans la plage de 5,0, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9, ou 6, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans encore d’autres exemples, la taille de cœur de moteur (dans s.K 1/2 .in ) peut être dans la plage de 5,25, 5,26, 5,27, 5,28, 5,29, 5,30, 5,31, 5,32, 5,33, 5,34, 5,35, 5,36, 5,37, 5,38, 5,39, 5,40, 5,41, 5,42, 5,43, 5,44, ou 5,45, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire (dans les unités données ci-dessus) peut être dans la plage de 2 à 6, par exemple, 2, 3, 4, 5, 6, ou dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être compris entre 2,7 et 4, de préférence entre 3 et 3,6. Dans certains exemples préférés, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être dans la plage de 2,5 à 4,5, par exemple 2,5, 3, 3,5, 4 ou 4,5, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans encore d’autres exemples, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être dans la plage de 3 à 4, par exemple 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, ou 4,0, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans encore d’autres exemples, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être 2,0, 2,1, 2,2, 2,3, 2,4, 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4,0, 4,1, 4,2, 4,3, 4,4, 4,5, 4,6, 4,7, 4,8, 4,9, 5,0, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9, ou 6,0, ou dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. La taille de cœur est définie ici à une condition de fonctionnement de moteur correspondant à une valeur maximale du flux semi-dimensionnel à une entrée de compresseur haute pression, définie comme : où est le débit massique (en livres par seconde) de l’air à l’entrée du compresseur haute pression, est la température (en Kelvin) de l’air à l’entrée du compresseur haute pression, et est la pression (en livres pouces par seconde carrée par pouce carré) d’air à l’entrée du compresseur haute pression. La condition de fonctionnement correspondant au flux semi-non-dimensionnel maximal à l’entrée de compresseur haute pression peut être le pic de condition de fonctionnement de montée. La taille de cœur désignée ici peut donc être définie au pic de condition de fonctionnement de montée. Le pic de montée peut être tel que défini dans la technique et tel que compris par l’homme du métier pour une implémentation spécifique d’une turbine à gaz de la présente demande. Dans un exemple spécifique, le pic de montée peut correspondre à un fonctionnement à une altitude entre 30 000 pieds à 39 000 pieds (plus spécifiquement 35 000 pieds), une vitesse d’avancement de nombre de Mach 0,75 à 0,85, et une température d’air ambiant (DTAMB) d’ISA+10 K à ISA+15 K. Le dispositif combustor 16 comprend un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 (également connues comme tuyères à étages internes) dans lesquelles un injecteur de carburant primaire est intégré dans la même tuyère de carburant qu’un injecteur de carburant principal. Le dispositif combustor 16 comprend également un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 qui comprennent chacune un injecteur de carburant principal uniquement. Dans d’autres exemples, le dispositif combustor 16 peut comprendre uniquement des tuyères de pulvérisation de carburant duplex ou uniquement des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique. Dans cet exemple, le dispositif combustor 16 comprend 12 tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 et 4 tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404. Les tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 sont illustrées sur la par des cercles hachurés. Les tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 sont agencées en groupes de trois autour de la circonférence du dispositif combustor 16, avec chaque groupe étant disposé diamétralement opposé à un autre des groupes. Dans d’autres exemples, le dispositif combustor 16 peut comprendre un quelconque nombre approprié de tuyères de pulvérisation de carburant duplex, par exemple dans la plage de 10 à 14 tuyères, et un quelconque nombre approprié de tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique, par exemple dans la plage de 4 à 8 tuyères. Dans certains exemples, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant duplex peut être 10, 11, 12, 13 ou 14, ou dans une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Dans certains exemples, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique peut être 4, 5, 6, 7 ou 8, ou dans une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Les tuyères de pulvérisation de carburant duplex peuvent être agencées en un quelconque nombre approprié de groupes, ou ne peuvent pas être agencées en groupes. Le cas échéant, chaque groupe de tuyères de pulvérisation de carburant duplex peut comprendre un quelconque nombre approprié de tuyères, par exemple dans la plage de 2 à 8 tuyères. Dans certains exemples, chaque groupe de tuyères duplex peut comprendre 2, 3, 4, 5, 6, 7 ou 8 tuyères de pulvérisation de carburant, ou un nombre dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le dispositif combustor 16 comprend en outre quatre allumeurs 405 agencés pour enflammer un mélange air-carburant dans la chambre de combustion 401 en fonctionnement. Chaque allumeur 405 est agencé adjacent à un des groupes de tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403. Les tuyères duplex 403 sont donc situées chacune plus près d’un allumeur respectif (par exemple son allumeur le plus proche) par rapport aux tuyères à flux unique 404. Chaque allumeur 405 est agencé diamétralement à l’opposé d’un autre des allumeurs 405. Dans d’autres exemples, le dispositif combustor peut comprendre moins ou plus d’allumeurs, par exemple un nombre d’allumeurs dans la plage 1 à 8, et les allumeurs peuvent être agencés différemment. Par exemple, un ou plusieurs des allumeurs peuvent ne pas être agencés adjacents à l’un des groupes de tuyères de pulvérisation de carburant duplex et un ou plusieurs des allumeurs peuvent ne pas être agencés diamétralement opposés à un autre des allumeurs. Dans certains exemples, le dispositif combustor peut comprendre 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 ou 8 allumeurs, ou un nombre dans une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Dans l’exemple représenté, lorsque le moteur 10 fonctionne à faible puissance (en dessous d’un point d’étape), par exemple pendant ou peu après le démarrage, le carburant est amené uniquement aux injecteurs primaires des tuyères de projection de carburant duplex 403 pour une distribution à la chambre de combustion 401. Un débit de carburant supérieur est donc fourni aux tuyères duplex 403 par comparaison avec les tuyères à flux unique 404 en dessous du point d’étape. À mesure que la puissance de sortie du moteur 10 et le débit massique d’air à travers le moteur 10 augmente, le point d’étape est atteint au niveau duquel du carburant est en complément amené aux injecteurs de carburant principaux d’une ou plusieurs des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 et aux injecteurs de carburant principaux d’une ou plusieurs des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 pour une distribution à la chambre de combustion 401. Dans le présent exemple, à des niveaux de puissance plus élevés, du carburant est injecté par tous les injecteurs de carburant principaux à la fois des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 et des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404, en plus du carburant injecté par les injecteurs primaires des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403. Dans cet exemple, le débit de carburant amené aux injecteurs principaux des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 est inférieur ou égal au débit de carburant amené aux injecteurs principaux des tuyères de projection de carburant duplex 403. Ainsi, parce que l’un et l’autre parmi les injecteurs primaires et principaux des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 reçoivent du carburant, les tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 reçoivent plus de carburant que les tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 au niveau et au-dessus du point d’étape. Dans un exemple alternatif, du carburant est amené uniquement aux injecteurs de carburant principaux d’une ou plusieurs de l’une ou plusieurs tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 et aux injecteurs de carburant principaux d’une ou plusieurs des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 au niveau et au-dessus du point d’étape, c’est-à-dire, du carburant n’est pas amené aux injecteurs primaires des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403. Le flux de carburant distribué à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est donc orienté de telle sorte que le débit de carburant à un premier sous-ensemble de la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (les tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 dans le présent exemple) est supérieur à celui distribué à un deuxième sous-ensemble des tuyères de pulvérisation de carburant (les tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 dans le présent exemple). Ceci peut permettre de fournir un flux de carburant primaire à des tuyères de pulvérisation de carburant qui sont situées relativement plus près des allumeurs 405 pour aider à l’allumage et à la stabilité de la flamme aux faibles puissances moteur, au démarrage moteur, ou lors d’un re-éclairage moteur. Dans certains exemples, le premier sous-ensemble (par exemple, les tuyères duplex) de tuyères de pulvérisation de carburant peut comprendre au moins une moitié, de préférence au moins deux tiers, du nombre total de tuyères de pulvérisation de carburant. Dans d’autres exemples, le débit de flux de carburant à chaque tuyère de pulvérisation de carburant fournie dans le dispositif combustor peut être le même et il peut y avoir aucune orientation du flux de carburant vers un sous-ensemble des tuyères. Dans un tel exemple, toutes les tuyères de flux de carburant peuvent être des tuyères à flux unique ou elles peuvent être toutes des tuyères duplex. Dans encore d’autres exemples, d’autres agencements de tuyères de pulvérisation de carburant peuvent être fournis dans lesquels du carburant est orienté vers celles adjacentes aux allumeurs ou plus près de ceux-ci. Par exemple, deux sous-ensembles (qui peuvent être commandés indépendamment) de tuyères duplex ou deux sous-ensembles de tuyères à flux unique peuvent être fournis qui peuvent être orientés tel que décrit précédemment. La montre une des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 du dispositif combustor 16. La tuyère duplex 403 comprend un injecteur de carburant primaire 501, un injecteur de carburant principal 502 et un conduit d’air 503. L’injecteur primaire 501 comprend une entrée primaire 504 agencée pour recevoir un flux primaire de carburant P et un circuit de carburant primaire 505 agencé pour distribuer le flux primaire de carburant à la sortie 506 de la tuyère 403. L’injecteur principal 502 comprend une entrée principale 507 agencée pour recevoir un flux principal de carburant M et un circuit de carburant principal 508 agencé pour distribuer le flux principal de carburant à la sortie 506 de la tuyère 403. Le conduit d’air 503 reçoit de l’air à haute pression du compresseur haute pression 15 et distribue l’air haute pression à la sortie 506 de la tuyère 403. La tuyère duplex 403 est conçue pour produire, à la sortie 506 de la tuyère 403, un cône primaire de carburant de l’injecteur primaire 501 et un cône principal de carburant de l’injecteur principal 502 (illustré sur la par les lignes pointillées référencées P et M respectivement). Lorsque les injecteurs primaire et principal 501, 502 sont à la fois actifs, les cônes primaire et principal sont agencés de manière concentrique, avec le cône principal agencé annulairement à l’extérieur du cône primaire. Les hommes du métier connaîtront de tels motifs de pulvérisation de carburant. On aura à l’esprit que la tuyère duplex 403 de la est simplement exemplaire et que d’autres exemples peuvent utiliser une configuration alternative de la tuyère duplex. La montre une des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 du dispositif combustor 16. La tuyère 404 comprend un injecteur de carburant principal 601, comprenant une entrée principale 602 agencée pour recevoir un flux principal de carburant M et un circuit de carburant principal 603 agencé pour distribuer le flux principal de carburant à la sortie 604 de la tuyère 404. La tuyère 404 est conçue pour produire un cône principal de carburant à la sortie 604 de la tuyère 404 (représenté par les lignes pointillées référencées M). De manière similaire, de l’air est amené à la sortie 604 de la tuyère par un conduit d’air 605. On aura à l’esprit que la pulvérisation de carburant à flux unique 404 de la est simplement exemplaire et que d’autres exemples peuvent utiliser une configuration alternative de tuyère de pulvérisation de carburant à flux unique 404. Les Figures 7 et 8 montrent chacune une section à travers le moteur 10, vue perpendiculairement à l’axe de rotation principal 9, incluant une partie du dispositif combustor 16 comprenant l’une des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 et l’un des allumeurs 405. Un agencement similaire est fourni au niveau de l’emplacement des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 comme pour les tuyères duplex 403. Le dispositif combustor 16 est monté au sein d’une cavité 406 formée par un carter d’air interne 407 et un carter d’air externe 408. En fonctionnement, le compresseur haute pression 15 distribue de l’air haute pression D à la cavité 406 par l’intermédiaire d’un diffuseur 409. À ce point, une quantité de l’air entre dans le dispositif combustor 16 en tant qu’air de combustion E à travers la tuyère de carburant 403 et/ou orifices de mélange au niveau de l’entrée du dispositif combustor 16. L’air restant s’écoule autour du dispositif combustor 16 en tant qu’air de refroidissement G, dont une quantité est admise en aval de la tuyère de carburant 403 tel que décrit ci-dessous en référence à la . Une ou plusieurs sondes de température et/ou de pression (non représentées) peuvent être installées dans le carter du diffuseur 409 et agencées pour mesurer la température et/ou la pression de l’air haute pression D distribué à la cavité 406 depuis le compresseur haute pression 15 par l’intermédiaire du diffuseur 409 (c’est-à-dire la température et la pression au niveau de la sortie de compresseur haute pression 15). Une telle sonde de température peut être désignée comme sonde T3 et une telle sonde de pression peut être désignée sonde P3. On aura à l’esprit que le moteur 10 peut comprendre un quelconque agencement approprié de sondes de pression et de température qui peuvent être positionnées à un quelconque emplacement approprié au sein du moteur 10. Tel qu’elles sont utilisées ici, T3 et P3 et des quelconques autres pressions et températures numérotées, peuvent être définies à l’aide de la numérotation de la station listée dans la norme SAE AS755 standard. Le dispositif combustor 16 fonctionne comme un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage pauvre (RQL). Dans d’autres exemples, le dispositif combustor 16 peut être un type alternatif de dispositif combustor, tel qu’un dispositif combustor à brûlage riche standard (sans orientation de flux de carburant). En référence à la , la chambre de combustion 401 du dispositif combustor 16 RQL est divisée en trois zones le long de la longueur du dispositif combustor 16 : une zone riche 801, une zone de refroidissement rapide 802, et une zone pauvre 803. En fonctionnement, un mélange air-carburant riche est introduit dans la zone riche 801 depuis la tuyère de projection de carburant 403 où il est enflammé par l’allumeur 405. Au sein de la zone riche 801 du carburant est brûlé à un rapport carburant/air supérieur à la stœchiométrie (par exemple, à un rapport d’équivalence d’environ 1,8). De l’air est ensuite introduit dans les produits de combustion, par l’intermédiaire d’orifices primaires 804 agencés dans la chemise 402 du dispositif combustor 16, avant que les produits de combustion atteignent la zone de refroidissement rapide 802. De l’air supplémentaire est ajouté au carburant toujours brûlant par l’intermédiaire des orifices primaires 804 (qui peuvent être désignés comme orifices de refroidissement). De l’air est ajouté par les orifices primaires 804 à un taux plus élevé (par exemple plus élevé qu’au sein de la zone riche), refroidissant ainsi la combustion à un rapport carburant/air significativement plus faible que le rapport carburant/air stœchiométrique (par exemple, à un rapport d’équivalence entre 0,5 et 0,7), tout en continuant à permettre le brûlage du carburant. Par conséquent, très peu du processus de combustion peut être réalisé à près des rapports carburant/air stœchiométriques, et donc relativement peu d’oxydes d’azote (NOx) est produit. De l’air est alors à nouveau introduit dans les produits de combustion, par l’intermédiaire d’orifices secondaires 805 agencés dans la chemise 402 du dispositif combustor 16, tandis que les produits de combustion sont dans la zone pauvre 803 (ou juste avant qu’ils atteignent la zone pauvre 803). Au sein de la zone pauvre 803 du carburant est brûlé à un rapport carburant/air inférieur à la stœchiométrie (par exemple, à un rapport d’équivalence d’environ 0,5 et 0,7). Après être passés dans la zone pauvre 803, les produits de combustion sortent du dispositif combustor 16. Les orifices secondaires 805 peuvent être désignés comme orifices de dilution, et peuvent être agencés pour introduire progressivement l’air de dilution dans la zone pauvre 803. Du carburant ajouté par la tuyère de pulvérisation de carburant est brûlé sensiblement complètement au moment où l’air sort au niveau d’une sortie du dispositif combustor, avant de s’écouler vers la turbine. La montre une partie d’un système de propulsion 900 pour un aéronef. Le système de propulsion 900 comprend le moteur 10 à turbine à gaz de la . Le moteur 10 comprend en outre un système de carburant et un système d’huile. Le système de carburant comprend : une pompe à carburant basse pression 902, un échangeur de chaleur carburant-huile 903, une pompe à carburant principale (ou haute pression) 904, un dispositif de commande 908, et une vanne de répartition de carburant 909. Le système de propulsion 900 comprend en outre un réservoir de carburant 901. Le système d’huile comprend un réservoir d’huile 905, une pompe d’alimentation en huile 906 et une pompe à huile principale 907. Dans le présent exemple, la pompe à carburant basse pression 902 est montrée formant une partie du moteur 10 à turbine à gaz. Dans d’autres exemples, la pompe à carburant basse pression, ou pompes à carburant supplémentaires, peut être fournie en tant que partie du système de carburant à bord de l’aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est monté. La pompe à carburant basse pression 902 est agencée pour distribuer du carburant depuis le réservoir de carburant 901 à l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 par l’intermédiaire d’un agencement approprié de tuyaux, conduits, etc. (non représentés). La pompe à carburant principale 904 est conçue pour distribuer du carburant à partir de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 aux tuyères de pulvérisation de carburant du dispositif combustor 16 par l’intermédiaire de la vanne de répartition de carburant 909 et d’un agencement approprié de tuyaux, conduits, etc. (non représentés). La vanne de répartition de carburant 909 est agencée pour répartir du carburant entre un collecteur principal 909a et un collecteur primaire 909b. Le collecteur principal est relié fluidiquement aux injecteurs principaux de chacune des tuyères de pulvérisation de carburant 404, 403 comme le montre la . Il fournit donc du carburant à l’ensemble des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 et à flux unique 404. Le collecteur primaire 909b est relié fluidiquement aux injecteurs primaires de chacune des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403. Le collecteur primaire 909b peut donc être utilisé pour fournir un débit supérieur de carburant au premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant (par exemple, les tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 dans le présent exemple) par comparaison avec le débit de carburant fourni au deuxième sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de flux par l’intermédiaire du collecteur principal 909a. Par exemple, en dessous d’une puissance moteur seuil, du carburant peut être amené uniquement (ou à un débit de carburant supérieur) au premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant par l’intermédiaire du collecteur primaire 909b par comparaison avec le deuxième sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant. Ceci peut limiter la production de produits de combustion indésirables tels que les oxydes d’azote (NOx), les hydrocarbures non brûlés (HC) et le monoxyde de carbone (CO), et peuvent orienter le flux de carburant vers les injecteurs les plus proches des allumeurs pour aider à la stabilité et à l’allumage de la flamme aux faibles puissances moteur. La pompe d’alimentation en huile 906 est agencée pour distribuer de l’huile lubrifiante depuis le réservoir d’huile 905 à l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 par l’intermédiaire d’un agencement approprié de tuyaux, conduits, etc. (non représentés). La pompe à huile principale 907 est agencée pour distribuer de l’huile à partir de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 à des composants du moteur 10 selon le besoin par l’intermédiaire d’un agencement de répartition d’huile approprié (non représenté). Le trajet de flux de carburant du réservoir de carburant 901 au dispositif combustor 16, par l’intermédiaire des pompes 902, 904 et l’échangeur de chaleur carburant-huile 903, en fonctionnement est illustré sur la par des flèches avec des tirets ou en pointillé. Le trajet de flux d’huile du réservoir d’huile 905 à l’échangeur de chaleur carburant-huile 903, par l’intermédiaire de la pompe d’alimentation en huile 906, et sur les composants du moteur 10 en fonctionnement est illustré sur la par des flèches pleines. Le dispositif de commande 908 comprend un agencement approprié de processeurs et de mémoire électronique. Le dispositif de commande 908 est en communication avec l’échangeur de chaleur carburant-huile 903, comme illustré par la ligne avec des tirets et en pointillé sur la , et est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903. Dans certains exemples, le dispositif de commande 908 peut être conçu pour commander un débit d’huile à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile 903. Le dispositif de commande 908 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 en fournissant des signaux de commande à l’échangeur de chaleur carburant-huile 903. Le dispositif de commande 908 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour ajuster au moins une propriété ou un paramètre du carburant à l’entrée du dispositif combustor 16. Dans l’exemple illustré, le dispositif de commande 908 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour commander une viscosité du carburant à l’entrée du dispositif combustor 16. Dans d’autres exemples, le dispositif de commande 908 peut en complément ou alternativement être conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour commander une température du carburant à l’entrée du dispositif combustor 16. Le dispositif de commande 908 peut être un dispositif de commande séparé comme illustré, ou peut faire partie d’un dispositif de commande électronique de moteur (CEE) agencé pour commander d’autres fonctions de moteur. Dans l’exemple montré, l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 est disposé entre la pompe basse pression-carburant 902 et la pompe à carburant principale 904, bien que l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 puisse être disposé à un quelconque emplacement ou position appropriée par rapport aux autres composants du système de propulsion 900. Dans d’autres exemples, le système de propulsion 900 peut comprendre un ou plusieurs échangeurs de chaleur supplémentaires agencés pour recevoir de l’huile depuis le système d’huile, ou le système de propulsion 900 peut comprendre un ou plusieurs systèmes d’huile supplémentaires agencés pour amener de l’huile à l’un ou plusieurs échangeurs de chaleur supplémentaires. On aura à l’esprit que le système de propulsion 900 comme le montre la n’est qu’une vue schématique d’un système de propulsion illustratif. Dans un exemple, le dispositif de commande 908 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à l’entrée du dispositif combustor 16 à des conditions de croisière. Alternativement, le dispositif de commande 908 peut être conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour abaisser la viscosité de carburant entre 0,58 mm 2 /s et 0,30 mm 2 /s, par exemple 0,58, 0,57, 0,56, 0,55, 0,54, 0,53, 0,52, 0,51, 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 ou 0,30 mm 2 /s à l’entrée du dispositif combustor 16 à des conditions de croisière. Alternativement, le dispositif de commande 908 peut être conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour abaisser la viscosité de carburant à 0,57, 0,56, 0,55, 0,54, 0,53, 0,52, 0,51, 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 ou 0,30 mm 2 /s ou moins, ou dans une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, à lʼentrée du dispositif combustor 16 à des conditions de croisière. Le dispositif de commande 908 peut être conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour abaisser la viscosité de carburant entre 0,55 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, 0,53 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, 0,50 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, 0,48 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, 0,48 mm 2 /s et 0,38 mm 2 /s, 0,48 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, 0,46 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, 0,44 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, ou 0,44 mm 2 /s et 0,42 mm 2 /s à l’entrée du dispositif combustor 16 à des conditions de croisière. Le dispositif de commande 908 peut en complément ou alternativement être conçu pour commander le fonctionnement du moteur 10 de telle sorte qu’une réduction de 10 à 70 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur 10 à turbine à gaz lorsque le moteur 10 fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur 10 à turbine à gaz lorsque le moteur 10 fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor 16 est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Dans d’autres exemples, la réduction de nvPM peut être telle que définie autrement ici. Dans cet exemple, ou un quelconque autre exemple décrit ici, le dispositif de commande 908 est conçu pour commander la vanne de répartition de carburant 909 pour commander la distribution du carburant aux tuyères de pulvérisation de carburant du dispositif combustor 16. Le dispositif de commande 908 est conçu pour orienter le flux de carburant vers les tuyères de telle sorte que le premier sous-ensemble de pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant reçoit plus de carburant que le deuxième sous-ensemble. Le dispositif de commande 908 est conçu pour commander la vanne de répartition de carburant 909 de telle sorte qu’en dessous d’un point d’étape du carburant est distribué uniquement aux injecteurs de carburant primaires des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403. Au-dessus d’un point d’étape, le dispositif de commande 908 est conçu pour commander la vanne de répartition de carburant 909 de telle sorte que du carburant est en complément distribué aux injecteurs de carburant principaux des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 et aux tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404. À ce titre, les tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 reçoivent plus de carburant que les tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 (en dessous et éventuellement au-dessus du point d’étape). Le dispositif de commande 908 peut alternativement être conçu pour commander la vanne de répartition de carburant 909 pour commander la distribution du carburant de telle sorte qu’un quelconque sous-ensemble approprié de tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 reçoivent plus de carburant que les autres tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404. Ceci permet avantageusement d’optimiser la distribution de carburant pour les performances du moteur, les émissions, ou un quelconque autre critère adapté. Le système de distribution de carburant représenté sur les Figures doit être entendu comme un exemple de la manière dont le carburant est orienté vers les tuyères de pulvérisation de carburant, d’autres étant possibles. Par exemple, on peut prévoir deux ensembles de tuyères à flux unique indépendantes. La illustre un procédé 1000 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz. Le procédé 1000 comprend la fourniture 1001 d’un carburant à un dispositif combustor du moteur à turbine à gaz et le transfert 1002 de chaleur de l’huile au carburant dans un échangeur de chaleur carburant-huile du moteur à turbine à gaz avant que le carburant entre dans le dispositif combustor de sorte à abaisser une viscosité du carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à l’entrée du dispositif combustor à des conditions de croisière. Le procédé 1000 peut comprendre le transfert 1002 de chaleur de l’huile au carburant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile avant que le carburant entre dans le dispositif combustor de sorte à abaisser une viscosité du carburant entre 0,58 mm 2 /s et 0,30 mm 2 /s à l’entrée du dispositif combustor à des conditions de croisière. Le procédé 1000 peut comprendre le transfert 1002 de chaleur de l’huile au carburant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile avant que le carburant entre dans le dispositif combustor de façon à abaisser une viscosité du carburant à 0,58, 0,57, 0,56, 0,55, 0,54, 0,53, 0,52, 0,51, 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 ou 0,30 mm 2 /s ou moins, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, à l’entrée le dispositif combustor à des conditions de croisière. Le procédé 1000 peut comprendre le transfert 1002 de chaleur de l’huile au carburant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile avant que le carburant entre dans le dispositif combustor de façon à abaisser une viscosité du carburant entre 0,55 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, 0,53 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, 0,50 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, 0,48 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, 0,48 mm 2 /s et 0,38 mm 2 /s, 0,48 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, 0,46 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, 0,44 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, ou 0,44 mm 2 /s et 0,42 mm 2 /s à l’entrée du dispositif combustor à des conditions de croisière. Dans d’autres exemples, la chaleur peut être transférée pour abaisser la viscosité à une quelconque autre valeur définie ailleurs ici. La illustre un procédé 1100 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz. Le procédé 1100 comprend le fonctionnement 1101 du moteur à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 20 à 80 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur 10 à turbine à gaz lorsque le moteur 10 fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur 10 à turbine à gaz lorsque le moteur 10 fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni aux brûleurs du moteur à turbine à gaz est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Dans d’autres exemples, la réduction de nvPM peut être telle que définie autrement ici. Le procédé 1000, 1100 de la ou de la peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz de la . Un quelconque procédé décrit ici peut être utilisé conjointement avec un quelconque appareil décrit ici. 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 divulgation s’étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d’une ou plusieurs caractéristiques décrites ici. Procédé (1100) de fonctionnement d’un moteur (10) à turbine à gaz, le moteur (10) à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor (16) à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage pauvre (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404) dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel le procédé (1000) comprend le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 10 à 70 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur (10) à turbine à gaz lorsque le moteur (10) fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur (10) à turbine à gaz lorsque le moteur (10) fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor (16) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Procédé (1100) selon la revendication 1, comprenant le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 15 à 65 %, ou de préférence 20 à 60 %, dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur (10) à turbine à gaz lorsque le moteur (10) fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur (10) à turbine à gaz lorsque le moteur (10) fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor (16) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Procédé (1100) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 10 à 19 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant du mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Procédé (1100) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 55 à 80 % dans des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Procédé (1100) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 2 à 15 % dans des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Procédé (1100) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,2:1 à 2,7:1 lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Procédé (1100) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’un rapport d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,1:1 à 1,4:1 lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Procédé (1000) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404) est entre 14 et 22 et/ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire est dans la plage de 2,7 à 4, de préférence dans la plage de 3 à 3,6. Procédé (1000) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le dispositif combustor (16) a un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403) et un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique (404), de préférence de 10 à 14 tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403) et de 4 à 8 tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique (404). Procédé (1000) selon la revendication 9, dans lequel les tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403) sont agencées en groupes autour de la circonférence du dispositif combustor (16), dans lequel les groupes de tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403) comprennent au moins deux groupes agencés diamétralement opposés l’un à l’autre. Procédé (1000) selon la revendication 10, dans lequel chaque groupe de tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403) comprend 2 à 8 tuyères (403). Procédé (1000) selon l’une quelconque des revendications 9 à 11, dans lequel le dispositif combustor (16) comprend une pluralité d’allumeurs (405) et le ou chaque allumeur (405) est agencé adjacent à une ou plusieurs des tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403). Procédé (1000) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le dispositif combustor (16) comprend 1 à 8 allumeurs (405). Procédé (1000) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le carburant fourni au dispositif combustor (16) comprend un % de SAF dans la plage de 50 à 100 %. Moteur (10) à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un dispositif combustor (16) à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage pauvre (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404) dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et un dispositif de commande (908) ; dans lequel le dispositif de commande (908) est conçu pour commander le fonctionnement du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 10 à 70 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur (10) à turbine à gaz lorsque le moteur (10) fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur (10) à turbine à gaz lorsque le moteur (10) fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor (16) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile.