Brevet FR3144223A1 — publié le 20240628

L'invention concerne un procédé (1100) de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz (10). Le moteur à turbine à gaz (10) comprend une chambre de combustion étagée (16) ayant un agencement de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) dans lequel un écoulement de carburant est sollicité vers un sous-ensemble des buses (403, 404) adjacent à un ou plusieurs allumeurs (405) pendant une procédure de rallumage. Le procédé (1100) comprend la fourniture de carburant (1101) à la chambre de combustion (16) ayant une teneur en composés aromatiques de 10 % ou moins en volume. L'invention concerne également un moteur à turbine à gaz (10). Figure pour l’abrégé : Figure 9 Procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz La présente description concerne un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz à l'aide de carburants différents des carburéacteurs classiques à base de kérosène. Il y a une attente dans l'industrie de l'aviation pour une tendance à l'utilisation de carburants différents des carburéacteurs traditionnels à base de kérosène généralement utilisés à l'heure actuelle. Selon un premier aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz. Le moteur à turbine à gaz comprend une chambre de combustion étagée dans laquelle du carburant est brûlé. La chambre de combustion comprend un agencement de buses de pulvérisation de carburant dans lequel un écoulement de carburant est sollicité vers un sous-ensemble des buses de pulvérisation de carburant adjacent à un ou plusieurs allumeurs pendant une procédure de rallumage. Le procédé comprend la fourniture de carburant à la chambre de combustion ayant un pouvoir calorifique d'au moins 43,5 MJ/kg. Les inventeurs étaient conscients que le pouvoir calorifique du carburant a un effet sur la capacité du moteur à turbine à gaz à se rallumer (par exemple, permettre un rallumage plus aisé). Des carburants ayant un pouvoir calorifique plus élevé peuvent également avoir une plus grande stabilité thermique, permettant au carburant d'absorber plus de chaleur et donc d'améliorer la combustion du carburant dans la chambre de combustion et/ou d'améliorer le refroidissement d'huile (par exemple, si de la chaleur est transférée au carburant à partir de l'huile par l'intermédiaire d'un échangeur de chaleur carburant-huile). Le pouvoir calorifique du carburant doit pour cette raison être pris en compte lors de la distribution du carburant aux buses de pulvérisation de carburant de la chambre de combustion pendant une procédure de rallumage. Le procédé peut comprendre la fourniture de carburant à la chambre de combustion ayant un pouvoir calorifique compris entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le procédé peut comprendre la fourniture de carburant à la chambre de combustion ayant un pouvoir calorifique d'au moins 43,8 MJ/kg. Le procédé peut comprendre la fourniture de carburant à la chambre de combustion ayant un pouvoir calorifique compris entre 43,8 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le carburant fourni à la chambre de combustion peut avoir une teneur en composés aromatiques de 10 % ou moins en volume, de préférence 5 % ou moins et de préférence encore 1 % ou moins. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un échangeur de chaleur carburant-huile. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, de préférence 0,48 mm 2 /s ou moins, de préférence entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s et de préférence entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s. Selon un deuxième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef. Le moteur à turbine à gaz comprend une chambre de combustion étagée dans laquelle du carburant est brûlé. La chambre de combustion comprend un agencement de buses de pulvérisation de carburant et un ou plusieurs allumeurs. Le moteur à turbine à gaz comprend un organe de commande configuré pour solliciter un écoulement de carburant vers un sous-ensemble des buses de pulvérisation de carburant adjacent à l'allumeur ou aux allumeurs pendant une procédure de rallumage, le carburant ayant un pouvoir calorifique d'au moins 43,5 MJ/kg. Le carburant peut avoir un pouvoir calorifique compris entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le carburant peut avoir un pouvoir calorifique d'au moins 43,8 MJ/kg. Le carburant peut avoir un pouvoir calorifique compris entre 43,8 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le carburant fourni à la chambre de combustion peut avoir une teneur en composés aromatiques de 10 % ou moins en volume, de préférence 5 % ou moins et de préférence encore 1 % ou moins. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un échangeur de chaleur carburant-huile. L'organe de commande peut être configuré pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant au sein de l'échangeur de chaleur carburant-huile avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, de préférence 0,48 mm 2 /s ou moins, de préférence entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s et de préférence entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s. Selon un troisième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz. Le moteur à turbine à gaz comprend une chambre de combustion étagée dans laquelle du carburant est brûlé. La chambre de combustion comprend un agencement de buses de pulvérisation de carburant dans lequel un écoulement de carburant est sollicité vers un sous-ensemble des buses de pulvérisation de carburant adjacent à un ou plusieurs allumeurs pendant une procédure de rallumage. Le procédé comprend la fourniture de carburant à la chambre de combustion ayant une teneur en composés aromatiques de 10 % ou moins en volume. Les inventeurs étaient conscients que la teneur en composés aromatiques du carburant a un effet sur la manière dont le carburant est distribué vers et allumé dans la chambre de combustion pendant une procédure de rallumage (par exemple, la taille de gouttelette à partir des buses de pulvérisation de carburant, ce qui peut avoir un impact sur la manière dont le carburant est allumé). La teneur en composés aromatiques du carburant doit pour cette raison être prise en compte lors de la distribution du carburant aux buses de pulvérisation de carburant de la chambre de combustion pendant une procédure de rallumage. Le procédé peut comprendre la fourniture de carburant à la chambre de combustion ayant une teneur en composés aromatiques de 5 % ou moins en volume. Le procédé peut comprendre la fourniture de carburant à la chambre de combustion ayant une teneur en composés aromatiques de 1 % ou moins en volume. Le carburant fourni à la chambre de combustion peut avoir un pouvoir calorifique d'au moins 43,5 MJ/kg, de préférence entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg, ou d’au moins 43,8 MJ/kg et de préférence entre 43,8 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un échangeur de chaleur carburant-huile. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, de préférence 0,48 mm 2 /s ou moins, de préférence entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s et de préférence entre 0,42 mm2/s et 0,44 mm2/s. Selon un quatrième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef. Le moteur à turbine à gaz comprend une chambre de combustion étagée dans laquelle du carburant est brûlé. La chambre de combustion comprend un agencement de buses de pulvérisation de carburant et un ou plusieurs allumeurs. Le moteur à turbine à gaz comprend un organe de commande configuré pour solliciter un écoulement de carburant vers un sous-ensemble des buses de pulvérisation de carburant adjacent à l'allumeur ou aux allumeurs pendant une procédure de rallumage, le carburant ayant une teneur en composés aromatiques de 10 % ou moins en volume. Le carburant peut avoir une teneur en composés aromatiques de 5 % ou moins en volume. Le carburant peut avoir une teneur en composés aromatiques de 1 % ou moins en volume. Le carburant fourni à la chambre de combustion peut avoir un pouvoir calorifique d'au moins 43,5 MJ/kg, de préférence entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg, ou d’au moins 43,8 MJ/kg et de préférence entre 43,8 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un échangeur de chaleur carburant-huile. L'organe de commande peut être agencé pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, de préférence 0,48 mm 2 /s ou moins, de préférence entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s et de préférence entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s. Selon un cinquième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz. Le moteur à turbine à gaz comprend une chambre de combustion étagée dans laquelle du carburant est brûlé. La chambre de combustion comprend un agencement de buses de pulvérisation de carburant dans lequel un écoulement de carburant est sollicité vers un sous-ensemble des buses de pulvérisation de carburant adjacent à un ou plusieurs allumeurs pendant une procédure de rallumage. Le procédé comprend le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm2/s ou moins à l'entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. Les inventeurs étaient conscients que la viscosité de carburant a un effet sur la manière dont le carburant est distribué vers et allumé dans la chambre de combustion (par exemple, la taille de gouttelette à partir des buses de pulvérisation de carburant, qui peut avoir un impact sur l'atomisation et l'efficacité de combustion) en croisière et/ou pendant une procédure de rallumage (qui peut se produire le plus fréquemment en croisière). La prise en compte de la viscosité de carburant lors de la distribution du carburant à la chambre de combustion, et le fait de la réguler suivant la situation en faisant varier l'apport thermique au carburant, peuvent pour cette raison permettre une combustion de carburant plus efficace, améliorant la performance de l'aéronef. Une viscosité plus basse du carburant en croisière peut se prêter à un moteur plus efficace et à un rallumage plus aisé pendant une procédure de rallumage. En plus d'une combustion de carburant plus efficace, une viscosité plus basse de carburant peut améliorer la performance de pompe et peut également améliorer la longévité de pompe. La viscosité de carburant doit pour cette raison être prise en compte lors de la distribution du carburant aux buses de pulvérisation de carburant de la chambre de combustion en croisière et/ou pendant une procédure de rallumage. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant entre 0,58 mm 2 /s et 0,30 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,48 mm 2 /s ou moins à l'entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à une valeur entre 0,50 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, ou entre 0,48 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, ou entre 0,44 mm 2 /s et 0,42 mm 2 /s à l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à 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 lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant de sorte qu'elle se trouve dans une plage définie entre deux quelconques des valeurs de la phrase précédente. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un échangeur de chaleur carburant-huile. Le carburant fourni à la chambre de combustion peut avoir un pouvoir calorifique d'au moins 43,5 MJ/kg, de préférence entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg, ou d’au moins 43,8 MJ/kg et de préférence entre 43,8 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le carburant fourni à la chambre de combustion peut avoir une teneur en composés aromatiques de 10 % ou moins en volume, de préférence 5 % ou moins et de préférence encore 1 % ou moins. Selon un sixième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef. Le moteur à turbine à gaz comprend une chambre de combustion étagée dans laquelle du carburant est brûlé. La chambre de combustion comprend un agencement de buses de pulvérisation de carburant et un ou plusieurs allumeurs. Le moteur à turbine à gaz comprend un échangeur de chaleur carburant-huile. Le moteur à turbine à gaz comprend un organe de commande. L'organe de commande est configuré pour solliciter un écoulement de carburant vers un sous-ensemble des buses de pulvérisation de carburant adjacent à l'allumeur ou aux allumeurs pendant une procédure de rallumage. L'organe de commande est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. L'organe de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant entre 0,58 mm 2 /s et 0,30 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. L'organe de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,48 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. L'organe de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à une valeur entre 0,50 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, ou entre 0,48 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, ou entre 0,44 mm 2 /s et 0,42 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. L'organe de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à 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 lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. L'organe de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant de sorte qu'elle se trouve dans une plage définie entre deux quelconques des valeurs de la phrase précédente. Le carburant fourni à la chambre de combustion peut avoir un pouvoir calorifique d'au moins 43,5 MJ/kg, de préférence entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg, ou d’au moins 43,8 MJ/kg et de préférence entre 43,8 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le carburant fourni à la chambre de combustion peut avoir une teneur en composés aromatiques de 10 % ou moins en volume, de préférence 5 % ou moins et de préférence encore 1 % ou moins. Les caractéristiques des déclarations suivantes peuvent s'appliquer à l'un quelconque des aspects susmentionnés : Dans l'un quelconque des aspects susmentionnés, le nombre de buses de pulvérisation de carburant peut être entre 14 et 22 et/ou un nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur dans la plage de 2 à 6. Le nombre (total) de buses de pulvérisation de carburant peut être entre 16 et 20. Le nombre de buses de pulvérisation de carburant peut être de 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22, ou un nombre au sein d'une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être dans la plage de 2,5 à 4,5, et plus préférablement dans la plage de 3 à 4. Le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être 2, 3, 4, 5, 6, ou au sein d'une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, et plus préférablement 2,5, 3, 3,5, 4 ou 4,5, ou au sein d'une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, et même 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 au sein d'une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur 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 au sein d'une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. La taille de cœur de moteur peut être dans la plage de 4 à 7, et plus préférablement dans la plage de 5 à 6, et même plus préférablement dans la plage de 5,2 à 5,5. Sauf indication contraire, toutes les références à la « taille de cœur » ici sont en unités s.K 1/2 .po et toutes les références au « nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur » sont le nombre de buses par taille unitaire de cœur de moteur également en s.K 1/2 .po. Dans l'un quelconque des aspects susmentionnés, le sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut comprendre au moins la moitié du nombre total de buses de pulvérisation de carburant. Dans l'un quelconque des aspects susmentionnés, le sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut comprendre au moins deux tiers du nombre total de buses de pulvérisation de carburant. Dans l'un quelconque des aspects susmentionnés, l'agencement de buses de pulvérisation de carburant peut comprendre des buses duplex et des buses à écoulement unique. Dans l'un quelconque des aspects susmentionnés, le sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut comprendre les buses duplex et les buses de pulvérisation de carburant restantes peuvent comprendre les buses à écoulement unique. Le sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut être un premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant et comprend les buses duplex et l'agencement de buses de pulvérisation de carburant peut comprendre un second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant comprenant les buses à écoulement unique. La chambre de combustion peut avoir 10 à 14 buses de pulvérisation de carburant duplex et 4 à 8 buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique. Les buses de pulvérisation de carburant duplex peuvent être agencées en groupes autour de la circonférence de la chambre de combustion. Les groupes de buses de pulvérisation de carburant duplex peuvent comprendre au moins deux groupes agencés diamétralement opposés l'un à l'autre. Chaque groupe de buses de pulvérisation de carburant duplex peut comprendre 2 à 8 buses. Dans l'un quelconque des aspects susmentionnés, la chambre de combustion peut comprendre au moins deux allumeurs et le sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut comprendre au moins deux groupes de buses. Chaque groupe de buses peut être adjacent à l'un des allumeurs. Dans l'un quelconque des aspects susmentionnés, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une pluralité d'allumeurs. La pluralité d'allumeurs peut être disposée symétriquement autour d'une circonférence de la chambre de combustion. Des paires d'allumeurs peuvent être disposées diamétralement opposés l'un par rapport à l'autre autour d'une circonférence de la chambre de combustion. Chaque allumeur peut être agencé adjacent à une ou plusieurs des buses de pulvérisation de carburant duplex. Chaque allumeur peut être agencé adjacent à l'un des groupes de buses de pulvérisation de carburant duplex. La chambre de combustion peut comprendre 1 à 8 allumeurs. Comme indiqué ailleurs dans le présent document, la présente description peut s'appliquer à n'importe quelle 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. N'importe quel moteur tel peut être ou non pourvu d'un dispositif de postcombustion. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, conçu pour des applications de production de puissance sur terre ou en mer. Un moteur à turbine à gaz conformément à l'un quelconque aspect de la présente description peut comprendre un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des aubes de soufflante). Une telle soufflante peut être localisée en amont du cœur de moteur. En variante, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante localisée en aval du cœur de moteur, par exemple lorsque le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur (auquel cas la soufflante peut être dénommée 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 et entraînés par une turbine de puissance libre par l'intermédiaire d'un arbre. Les hélices peuvent tourner en sens inverse, c'est-à-dire que l'une tourne dans le sens des aiguilles d'une montre et l'autre dans le sens inverse autour de l'axe de rotation du moteur. En variante, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un étage d'hélice et un étage d'aubes directrices conçu en aval de l'étage d'hélice. L'étage d'aubes directrices peut être de pas variable. Ainsi, des turbines à haute pression, à pression intermédiaire et à puissance libre respectivement peuvent entraîner des compresseurs à haute pression et à pression intermédiaire et des hélices au moyen d'arbres d'interconnexion appropriés. Ainsi, les hélices peuvent fournir la majorité de la poussée de propulsion. Lorsque le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur, un ou plusieurs des étages d'hélice peuvent être entraînés par un réducteur. Le réducteur peut être du type décrit ici. Un moteur selon la présente description peut être un turboréacteur à double flux. Un tel moteur peut être un turboréacteur à double flux à entraînement direct dans lequel la soufflante est directement reliée à la turbine d'entraînement de soufflante, par exemple dépourvu de réducteur, par l'intermédiaire d'un arbre de cœur. Dans un tel turboréacteur à double flux à entraînement direct, on peut dire que la soufflante tourne à la même vitesse de rotation que la turbine d'entraînement de soufflante. Strictement à titre d'exemple, la turbine d'entraînement de soufflante peut être une première turbine, l'arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur, et le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre une seconde turbine et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au compresseur. La seconde turbine, le compresseur et le second arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, la seconde turbine peut être positionnée axialement en amont de la première turbine. Un moteur selon la présente description peut être un turboréacteur à double flux à engrenages. Dans un tel agencement, le moteur a une soufflante qui est entraînée par l'intermédiaire d'un réducteur. En conséquence, un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée de l'arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur. L'entrée vers le réducteur peut être directement à partir de l'arbre de cœur, ou indirectement à partir de l'arbre de cœur, par exemple par l'intermédiaire d'un arbre et/ou engrenage droits. L'arbre de cœur peut solidariser la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse plus basse). Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n'importe quel nombre souhaité d'arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d'exemple uniquement, la turbine reliée à l'arbre de cœur peut être une première turbine, le compresseur relié à l'arbre de cœur peut être un premier compresseur, et l'arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur raccordant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second 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 second compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le second 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. Le réducteur peut être agencé pour être entraîné par l'arbre de cœur qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre de cœur dans l'exemple ci-dessus). Par exemple, le réducteur peut être agencé pour être entraîné uniquement par l'arbre de cœur qui est configuré 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 second arbre de cœur, dans l'exemple ci-dessus). En variante, le réducteur peut être agencé pour être entraîné par n'importe quel arbre ou n'importe quels arbres, par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l'exemple ci-dessus. Le réducteur peut être une boîte de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l'entrée depuis l'arbre de cœur). N'importe quel type de réducteur peut être utilisé. Par exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ou « en étoile », tel que décrit d'une manière plus détaillée ailleurs dans le présent document. Un tel réducteur peut être un étage unique. En variante, un tel réducteur peut être un réducteur composé, par exemple un réducteur planétaire composé (qui peut avoir l'entrée sur l'engrenage solaire et la sortie sur la couronne dentée, et ainsi être dénommé un réducteur « en étoile composé »), par exemple ayant deux étages de réduction. Le réducteur peut avoir n'importe quel rapport de réduction souhaité (défini comme la vitesse de rotation de l'arbre d'entrée divisée par la vitesse de rotation de l'arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple dans la plage allant de 3 à 4,2, ou 3,2 à 3,8, par exemple de l'ordre de ou d'au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2. Le rapport d'engrenage peut être, par exemple, entre deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente. Strictement à titre d'exemple, le réducteur peut être un réducteur en « étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Strictement à titre d'exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,0 à 3,1. Strictement à titre d'exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,6 à 4,2. Dans certains agencements, le rapport d'engrenage peut être à l'extérieur de ces plages. Dans n'importe quel moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, un carburant d'une composition ou d'un mélange donné est fourni à une chambre de combustion, qui peut être fournie en aval de la soufflante et du ou des compresseur(s) par rapport à la trajectoire d'écoulement (par exemple axialement en aval). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) second compresseur, lorsqu'un second compresseur est fourni. À titre d'exemple supplémentaire, le flux à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l'entrée de la seconde turbine, lorsqu'une seconde turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbine(s). Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le second compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d'aubes de rotor et une rangée d'aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (en ce que leur angle d'incidence peut être variable). La rangée d'aubes de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être axialement décalées l'une de l'autre. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à double flux à entraînement direct comprenant 13 ou 14 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut, par exemple, comprendre 3 étages dans le premier compresseur (ou compresseur « basse pression ») et soit 10 soit 11 étages dans le second compresseur (ou compresseur « haute pression »). À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » (dans lequel la soufflante est entraînée par un premier arbre de cœur par l'intermédiaire d'une boîte de réduction) comprenant 11, 12 ou 13 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut comprendre 3 ou 4 étages dans le premier compresseur (ou compresseur « basse pression ») et 8 ou 9 étages dans le second compresseur (ou compresseur « 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 compresseur « basse pression ») et 10 étages dans le second compresseur (ou compresseur « haute pression »). La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la seconde turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d'aubes de rotor et une rangée d'aubes de stator, ou inversement, selon le besoin. Les rangées respectives d'aubes de rotor et d'aubes de stator peuvent être axialement décalées les unes des autres. La seconde turbine (ou turbine « haute pression ») peut comprendre 2 étages dans n'importe quel agencement (par exemple 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 turbine « basse pression ») ayant 5, 6 ou 7 étages. En variante, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » comprenant une première turbine (ou turbine « 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 extrémité 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 l'extrémité peut être inférieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 ou 0,25. Le rapport du rayon de l'aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l'aube de soufflante au niveau de l'extrémité peut être inclus dans une plage 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 0,28 à 0,32 ou de 0,29 à 0,30. Ces rapports peuvent être couramment désignés le rapport du moyeu à l'extrémité. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de l'extrémité 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 l'extrémité 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 l'extrémité 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 les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 210 cm à 240 cm, ou 250 cm à 280 cm, ou 320 cm à 380 cm. Strictement à titre d'exemple non limitatif, le diamètre de soufflante peut être dans la plage allant de 170 cm à 180 cm, 190 cm à 200 cm, 200 cm à 210 cm, 210 cm à 230 cm, 290 cm à 300 cm ou 340 cm à 360 cm. La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d'utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est plus basse pour des soufflantes avec un diamètre plus élevé. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière peut être inférieure à 3500 tr/min, par exemple inférieure à 2600 tr/min, ou inférieure à 2500 tr/min, ou inférieure à 2300 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 2750 à 2900 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 2500 à 2800 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1500 à 1800 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 190 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 3600 à 3900 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 2000 à 2800 tr/min. En cours d'utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les aubes de soufflante associées) tourne autour d'un axe de rotation. Cette rotation résulte en un déplacement de l'extrémité de l'aube de soufflante avec une vitesse U tip . Le travail accompli par les aubes de soufflante sur le flux résulte en une élévation d'enthalpie dH du flux. Une charge d'extrémité de soufflante peut être définie par dH/U tip 2 , où dH est l'augmentation d'enthalpie (par exemple l'augmentation d'enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et U tip est la vitesse (de translation) de l'extrémité de soufflante, par exemple au niveau du bord d'attaque de l'extrémité (qui peut être défini en tant que rayon d'extrémité de soufflante au niveau du bord d'attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge d'extrémité de soufflante aux conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les valeurs étant sans dimension). La charge d'extrémité de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0,28 à 0,31, ou 0,29 à 0,3 (par exemple pour un moteur à turbine à gaz à engrenages). Des moteurs à turbine à gaz conformément à la présente description peuvent avoir n'importe quel rapport de contournement (BPR) souhaité, où le rapport de contournement est défini comme le rapport du débit massique du flux à travers le conduit de contournement au débit massique du flux à travers le cœur. Dans certains agencements le rapport de contournement aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque des suivants : 9, 9,5, 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de contournement aux conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 12 à 16, 13 à 15, ou 13 à 14. Strictement à titre d'exemple non limitatif, le rapport de contournement aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à entraînement direct selon la présente description peut être dans la plage allant de 9:1 à 11:1. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de contournement aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages selon la présente description peut être dans la plage allant de 12:1 à 15:1. Le conduit de contournement peut être sensiblement annulaire. Le conduit de contournement peut être radialement à l'extérieur du moteur de cœur. La surface radialement externe du conduit de contournement peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. Le rapport de pression global (OPR) d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation à la sortie du compresseur à plus haute pression (avant entrée dans la chambre de combustion) à la pression de stagnation en amont de la soufflante. À titre d'exemple non limitatif, le rapport de pression global d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l'ordre de) n'importe lequel des suivants : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs 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 aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 40 à 45. Strictement à titre d'exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 45 à 55. Strictement à titre d'exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. Strictement à titre d'exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. La poussée spécifique d'un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans certains exemples, la poussée spécifique peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique du carburant fourni à la chambre de combustion. Aux conditions de croisière, la poussée spécifique d'un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s ou 80 Nkg -1 s. La poussée spécifique peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs 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 engrenages à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 120 Nkg -1 s. Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d'exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d'au moins (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 100 kN, 110 kN, 120 kN, 130 kN, 135 kN, 140 kN, 145 kN, 150 kN, 155 kN, 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN ou 550 kN. La poussée maximale peut être une plage incluse 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 dans la plage allant de 155 kN à 170 kN, 330 kN à 420 kN, ou 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 engrenages à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques types au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec le moteur statique. En cours d'utilisation, la température du flux à l'entrée de turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, dite TET, peut être mesurée en sortie de la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui elle-même peut être appelée aube directrice de tuyère. Dans certains exemples, la TET peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique du carburant fourni à la chambre de combustion. aux conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des suivantes : 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K ou 1650 K. Ainsi, strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1540 K à 1600 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 1590 K à 1650 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1600 K à 1660 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1590 K à 1650 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1570 K à 1630 K. La TET aux conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 1530 K à 1600 K. La TET maximale en utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K, 2000 K, 2050 K ou 2100 K. Ainsi, 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 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET maximale d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET maximale d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET maximale d'un moteur à turbine à gaz à engrenages à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1935 K à 1995 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET maximale d'un moteur à turbine à gaz à engrenages à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1950 K. La TET maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 1800 K à 1950 K, ou 1900 K à 2000 K. La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (PMD). Une partie d'aube de soufflante et/ou de profil aérodynamique d'une aube de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de n'importe quel matériau ou combinaison de matériaux approprié(e). 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 de n'importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque aube de soufflante peut comprendre un élément de fixation qui peut venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu (ou disque). Strictement à titre d'exemple, un tel élément de fixation peut être sous la forme d'une queue d'aronde qui peut s'encocher dans et/ou venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu/disque afin de fixer l'aube de soufflante au moyeu/disque. À titre d'exemple supplémentaire, les aubes de soufflante peuvent être formées de manière solidaire à une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné disque à aubage ou couronne à aubage. N'importe quel procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou une telle couronne à aubage. Par exemple, au moins une partie des aubes de soufflante peut être usinée à partir d'un bloc et/ou au moins une partie des aubes de soufflante peut être reliée au moyeu/disque par soudure, telle qu'une soudure par friction linéaire. Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent être ou non pourvus d'une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varier l'aire de sortie du conduit de contournement en cours d'utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s'appliquer à des moteurs avec ou sans VAN. La soufflante d'une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n'importe quel nombre souhaité d'aubes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps en 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. Tels 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 destiné à un aéronef, l'homme du métier reconnaîtra immédiatement chaque terme comme faisant référence à une phase de fonctionnement du moteur dans le cadre d'une mission donnée d'un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, le ralenti au sol peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur où l'aéronef est stationnaire et en contact avec le sol, mais où il y a une obligation de faire tourner le moteur. Pendant le ralenti, le moteur peut produire entre 3 % et 9 % de la poussée disponible du moteur. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 5 % et 8 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 6 % et 7 % de la poussée disponible. Le roulage peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur au cours de laquelle l'avion est propulsé au sol par la poussée produite par le moteur. Pendant le roulage, le moteur peut produire entre 5 % et 15 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 6 % et 12 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 7 % et 10 % de la poussée disponible. Le décollage peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur au cours de laquelle l'avion est propulsé par la poussée produite par le moteur. Lors d'une étape initiale de la phase de décollage, l'aéronef peut être propulsé alors qu'il est en contact avec le sol. Lors d'une étape ultérieure de la phase de décollage, l'aéronef peut être propulsé alors qu'il n'est pas en contact avec le sol. Pendant le décollage, le moteur peut produire entre 90 % et 100 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 95 % et 100 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire 100 % de la poussée disponible. La montée peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur au cours de laquelle l'avion est propulsé par la poussée produite par le moteur. Pendant la montée, le moteur peut produire entre 75 % et 100 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 80 % et 95 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 85 % et 90 % de la poussée disponible. En ce sens, la montée peut faire référence à une phase de fonctionnement au cours d'un cycle de vol d'aéronef entre le décollage et l'arrivée aux conditions de croisière. En plus ou en variante, la montée peut faire référence à un point nominal dans un cycle de vol d'aéronef entre le décollage et l'atterrissage, où une augmentation relative d'altitude est requise, laquelle peut exiger une demande de poussée supplémentaire du moteur. Telles qu'elles sont utilisées ici, les conditions de croisière ont la signification classique et seraient aisément comprises par l'homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l'homme du métier reconnaîtrait immédiatement que des conditions de croisière signifient le point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d'une mission donnée (qui peut être désignée dans l'industrie en tant que « mission économique ») d'un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, la mi-croisière est le point dans un cycle de vol d'aéronef au niveau duquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian – en termes de temps et/ou de distance – entre la fin de la montée et le début de la descente). Des conditions de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait un fonctionnement en régime permanent (c'est-à-dire le maintien d'une altitude constante et d'un nombre de Mach constant) à mi-croisière d'un aéronef auquel il est conçu pour être fixé, en tenant compte du nombre de moteurs fournis sur cet aéronef. Par exemple lorsqu'un moteur est conçu pour être fixé à un aéronef qui a deux moteurs du même type, aux conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime permanent de cet aéronef à mi-croisière. En d'autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière sont définies en tant que point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir – en combinaison avec n'importe quels autres moteurs sur l'aéronef – un fonctionnement en régime permanent de l'aéronef auquel il est conçu pour être fixé à un nombre de Mach à mi-croisière donné) aux conditions atmosphériques à mi-croisière (définies par l'atmosphère type internationale selon ISO 2533 à l'altitude à mi-croisière). Pour n'importe quel moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur aux conditions de croisière est clairement défini. Strictement à titre d'exemple, la vitesse avant à la condition de croisière peut être n'importe quel point dans la plage allant de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l'ordre de Mach 0,8, de l'ordre de Mach 0,85 ou dans la plage allant de 0,8 à 0,85. N'importe quelle vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie de la condition de croisière. Pour un certain aéronef, les conditions de croisière peuvent être à l'extérieur de ces plages, par exemple en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9. Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale, ISA) à une altitude qui est dans la plage allant de 10 000 m à 15 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 400 m à 11 600 m (à peu près 38 000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage allant de 10 600 m à 11 400 m, par exemple dans la plage allant de 10 700 m (à peu près 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage allant de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage allant de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l'ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types à n'importe quelle altitude donnée dans ces plages. Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l'avant de 0,8 et à des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 35 000 pieds (10 668 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est, bien sûr, dépendant du moteur et de son application prévue et peut être, par exemple, une valeur dans la plage allant de 20 kN à 40 kN. Strictement à titre d'exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l'avant de 0,85 et à des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est, bien sûr, dépendant du moteur et de son application prévue et peut être, par exemple, une valeur dans la plage allant de 35 kN à 65 kN. En cours d'utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner aux conditions de croisière définies ailleurs dans le présent document. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d'un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion. De plus, l'homme du métier reconnaîtrait immédiatement l'un et/ou l'autre des termes « descente » et « approche » pour désigner une phase de fonctionnement au sein d'un cycle de vol d'un aéronef, entre la croisière et l'atterrissage de l'aéronef. Pendant l'une et/ou l'autre de la descente et de l'approche, le moteur peut produire entre 20 % et 50 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 25 % et 40 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 30 % et 35 % de la poussée disponible. En plus ou en variante, la descente peut faire référence à un point nominal dans un cycle de vol d'aéronef entre le décollage et l'atterrissage, où une diminution relative d'altitude est requise, et qui peut exiger une demande de poussée réduite du moteur. Selon un aspect, on fournit un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L'aéronef selon cet aspect est l'aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être fixé. Ainsi, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l'aéronef, telle que définie ailleurs dans le présent document. Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être à n'importe quelle condition appropriée, qui peut être telle que définie ailleurs dans le présent document (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 à n'importe quelle condition appropriée, par exemple la mi-croisière de l'aéronef, telle que définie ailleurs dans le présent document. L'homme du métier comprendrait que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l'un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué à tout autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, toute caractéristique ou tout paramètre décrit ici peut être appliqué à tout aspect et/ou associé à toute autre caractéristique ou tout autre paramètre décrit ici. 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 similaires, désigne une plage inclusive ; y compris 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'un réducteur pour un moteur à turbine à gaz ; est une coupe transversale à travers une chambre de combustion du moteur de la dans un plan normal à l'axe de rotation principal du moteur ; est une coupe transversale schématique d'une buse de pulvérisation de carburant duplex de la chambre de combustion de la ; est une coupe transversale schématique d'une buse de pulvérisation de carburant à écoulement unique de la chambre de combustion de la ; est une vue en coupe transversale partielle du moteur de la ; est une autre vue en coupe transversale partielle du moteur de la ; est une représentation schématique d'un système de propulsion pour un aéronef comprenant le moteur de la ; , et montrent des procédés de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz par rapport à des paramètres de carburant comportant le pouvoir calorifique, la teneur en composés aromatiques et la viscosité lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. La illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend une admission d'air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d'air : un flux d'air de cœur A et un flux d'air de contournement B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un cœur 11 qui reçoit le flux d'air A. Le cœur de moteur 11 comprend, en série de flux axial, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine basse pression 19 et une tuyère d'échappement de cœur 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de contournement 22 et une tuyère d'échappement de contournement 18. Le flux d'air de contournement B s'écoule à travers le conduit de contournement 22. La soufflante 23 est fixée à, et entraînée par, la turbine basse pression 19 par l'intermédiaire d'un arbre 26 et d'un réducteur épicycloïdal 30. En cours d'utilisation, le flux d'air de cœur A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire a lieu. L'air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l'équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L'équipement de combustion 16 peut être dénommé chambre de combustion 16, les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » étant utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d'être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une certaine poussée de propulsion. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un arbre d'interconnexion approprié 27. La soufflante 23 agit généralement pour communiquer une augmentation de pression au flux d'air de contournement B s'écoulant à travers le conduit de contournement 22, de telle sorte que le flux d'air de contournement B est évacué à travers la tuyère d'échappement de contournement 18 pour fournir généralement la majorité de la poussée de propulsion. Le réducteur épicycloïdal 30 est une boîte de réduction. Un agencement donné à titre d'exemple pour un moteur à turbine à gaz à soufflante à engrenages 10 est montré sur la . La turbine basse pression 19 (voir ) entraîne l'arbre 26, qui est couplé à une roue solaire, ou engrenage solaire, 28 de l'agencement d'engrenage épicycloïdal 30. Radialement vers l'extérieur de l'engrenage solaire 28 et s'engrenant avec celui-ci, il y a une pluralité d'engrenages satellites 32 qui sont couplés 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 couplé 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 une 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 ne comportant 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 ne comportant pas l'arbre de sortie de réducteur qui entraîne la soufflante 23). Dans une certaine littérature, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent en variante être connus sous le nom de « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu'une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être désignée premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression. Le réducteur épicycloïdal 30 est montré à titre d'exemple de façon plus détaillée sur la . Chacun parmi l'engrenage solaire 28, les engrenages satellites 32 et la couronne dentée 38 comprend des dents autour de sa périphérie pour s'engrener avec les autres engrenages. Cependant, pour la clarté, seules des parties données à titre d'exemple des dents sont illustrées sur la . Il y a quatre engrenages satellites 32 illustrés, bien qu'il sera apparent au lecteur spécialiste que plus ou moins d'engrenages satellites 32 puissent être fournis dans le champ d'application de l'invention revendiquée. Des applications pratiques d'un réducteur épicycloïdal planétaire 30 comprennent généralement au moins trois engrenages satellites 32. Le réducteur épicycloïdal 30 illustré à titre d'exemple sur les Figures 2 et 3 est du type planétaire, en ce que le porte-satellites 34 est couplé à un arbre de sortie par l'intermédiaire de liaisons 36, avec la couronne dentée 38 fixe. Cependant, n'importe quel autre type approprié de réducteur épicycloïdal 30 peut être utilisé. À titre d'exemple supplémentaire, le réducteur épicycloïdal 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) dentée 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne dentée 38. À titre d'autre exemple alternatif, le réducteur 30 peut être un réducteur différentiel dans lequel la couronne dentée 38 et le porte-satellites 34 sont l'un et l'autre autorisés à tourner. On aura à l'esprit que l'agencement montré sur les Figures 2 et 3 est à titre d'exemple uniquement, et que diverses alternatives sont dans le champ d'application de la présente description. Strictement à titre d'exemple, n'importe quel agencement approprié peut être utilisé pour positionner le réducteur 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier le réducteur 30 au moteur 10. À titre d'exemple supplémentaire, les connexions (telles que les liaisons 36, 40 sur l'exemple de la ) entre le réducteur 30 et d'autres parties du moteur 10 (telles que l'arbre d'entrée 26, l'arbre de sortie et la structure fixe 24) peuvent avoir n'importe quel degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d'exemple supplémentaire, n'importe quel agencement approprié des paliers entre des parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d'entrée et de sortie depuis le réducteur et les structures fixes, telles que le carter de réducteur) peut être utilisé, et la description n'est pas limitée à l'agencement donné à titre d'exemple de la . Par exemple, lorsque le réducteur 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l'homme du métier comprendrait aisément que l'agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de palier serait typiquement différent de celui montré à titre d'exemple sur la . Ainsi, la présente description s'étend à un moteur à turbine à gaz ayant n'importe quel agencement de styles de réducteur (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d'agencement d'arbres d'entrée et de sortie, et d'emplacements de palier. Éventuellement, le réducteur peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un surpresseur). D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un autre nombre de compresseurs et/ou de turbines et/ou un autre nombre d'arbres d'interconnexion. À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz montré sur la a une tuyère à flux divisé 18, 20 ce qui signifie que le flux à travers le conduit de contournement 22 a sa propre tuyère 18 qui est indépendante de, et radialement à l'extérieur de, la tuyère de moteur de cœur 20. Cependant, ceci n'est pas limitant, et n'importe quel aspect de la présente description peut également s'appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de contournement 22 et le flux à travers le cœur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à flux mélangé. 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 description peut s'appliquer, par exemple, à n'importe quel type de moteur à turbine à gaz, tel qu'un rotor ouvert (dans lequel l'étage de soufflante n'est pas entouré par une nacelle) ou un turbopropulseur, par exemple. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre un réducteur 30. La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants de celui-ci, est définie par un système d'axes classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée sur l'axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction du bas vers le haut sur la ) et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page sur la vue de la ). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont mutuellement perpendiculaires. Le carburant F fourni à l'équipement de combustion 16 peut comprendre carburant hydrocarboné d'origine fossile, tel que du kérosène. Ainsi, le carburant F peut comprendre des molécules provenant d'une ou plusieurs des familles chimiques des n-alcanes, iso-alcanes, cycloalcanes, et composés aromatiques. En plus ou en variante, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, autrement connus sous le nom de carburant aéronautique durable (SAF). Dans chacun des exemples fournis, le carburant F peut comprendre un ou plusieurs éléments à l'état de trace comportant, par exemple, du soufre, de l’azote, de l’oxygène, des composés inorganiques, et des métaux. La performance fonctionnelle d'une composition, ou d'un mélange, donné de carburant pour utilisation dans une mission donnée, peut être définie, au moins en partie, par la capacité du carburant à alimenter le cycle de Brayton du moteur à turbine à gaz 10. Des paramètres définissant la performance fonctionnelle peuvent comporter, par exemple, l'énergie spécifique ; la densité énergétique ; la stabilité thermique ; et, les émissions y compris les particules. Une énergie spécifique (c'est-à-dire l'énergie par masse unitaire) relativement plus élevée, exprimée en MJ/kg, peut au moins partiellement réduire le poids au décollage, ce qui fournit potentiellement une amélioration relative de rendement énergétique. Une densité énergétique (c'est-à-dire l'énergie par volume unitaire) relativement plus élevée, exprimée en MJ/L, peut au moins partiellement réduire le volume de carburant au décollage, ce qui peut être particulièrement important pour des missions à volume limité ou des opérations militaires impliquant un ravitaillement en carburant. Une stabilité thermique (c'est-à-dire une inhibition de dégradation du carburant ou de formation de calamine sous contrainte thermique) relativement plus élevée peut permettre au carburant de supporter des températures élevées dans le moteur et les injecteurs de carburant, fournissant ainsi potentiellement des améliorations relatives d'efficacité de combustion. Des émissions réduites, notamment de matières particulaires, peuvent permettre de réduire la formation de traînée de condensation, tout en réduisant l'impact environnemental d'une mission donnée. D'autres propriétés du carburant peuvent également être essentielles à la performance fonctionnelle. Par exemple, un point de congélation (°C) relativement plus bas peut permettre aux missions de longue distance d'optimiser les profils de vol ; des concentrations minimales en composés aromatiques (%) peuvent assurer un gonflement suffisant de certains matériaux utilisés dans la construction de joints toriques et de joints d'étanchéité qui ont été précédemment exposés à des carburants à forte teneur en composés aromatiques ; et, une tension superficielle maximale (mN/m) peut assurer une rupture de pulvérisation et une atomisation suffisantes du carburant. Le rapport du nombre d'atomes d'hydrogène au nombre d'atomes de carbone dans une molécule peut influencer l'énergie spécifique d'une composition donnée, ou d'un mélange de carburant. Des carburants ayant des rapports plus élevés des atomes d'hydrogène aux atomes de carbone peuvent avoir des énergies spécifiques plus élevées en l'absence de contrainte de liaison. Par exemple, des carburants hydrocarbonés d'origine fossile peuvent comprendre des molécules avec approximativement 7 à 18 carbones, une part importante d'une composition donnée provenant de molécules avec 9 à 15 carbones, avec une moyenne de 12 carbones. Un certain nombre de mélanges de carburants aéronautiques durables ont été approuvés pour utilisation. Par exemple, certains mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange allant jusqu'à 10 % de carburant aéronautique durable, tandis que d'autres mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange compris entre 10 % et 50 % de carburant aéronautique durable (le reste comprenant un ou plusieurs carburants hydrocarbonés d'origine fossile, tels que du kérosène), d'autres compositions étant en attente d'approbation. Cependant, il est anticipé dans l'industrie aéronautique que des mélanges de carburants aéronautiques durables comprenant jusqu'à (et y compris) 100 % de carburant aéronautique durable (SAF) soient éventuellement approuvés pour utilisation. Des carburants aéronautiques durables peuvent comprendre un ou plusieurs parmi n-alcanes, iso-alcanes, cyclo--alcanes, et composés aromatiques, et peuvent être produits, par exemple, à partir d'un ou plusieurs parmi des gaz de synthèse (syngaz) ; des lipides (par exemple matières grasses, huiles et graisses) ; des sucres ; et des alcools. Ainsi, des carburants aéronautiques durables peuvent comprendre l'une ou/et l'autre parmi une teneur plus basse en composés aromatiques et en soufre, par rapport aux carburants hydrocarbonés d'origine fossile. En plus ou en variante, des carburants aéronautiques durables peuvent comprendre l'un ou/et l'autre parmi une teneur plus élevée en iso-alcane et en cyclo-alcane, par rapport aux carburants hydrocarbonés d'origine fossile. Ainsi, dans certains exemples, des carburants aéronautiques durables peuvent comprendre l'un ou/et l'autre parmi une masse volumique comprise entre 90 % et 98 % de celle du kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % de celui du kérosène. En raison au moins en partie de la structure moléculaire des carburants aéronautiques durables, des carburants aéronautiques durables peuvent fournir des bénéfices comportant, par exemple, un ou plusieurs parmi une énergie spécifique plus élevée (malgré, dans certains exemples, une densité énergétique plus basse) ; une capacité thermique spécifique plus élevée ; une stabilité thermique plus élevée ; un pouvoir lubrifiant plus élevé ; une viscosité plus basse ; une tension superficielle plus basse ; un point de congélation plus bas ; des émissions de suie plus basses ; et, des émissions de CO 2 plus basses, par rapport aux carburants hydrocarbonés d'origine fossile (par exemple lorsqu'ils sont brûlés dans l'équipement de combustion 16). Ainsi, par rapport à des carburants hydrocarbonés d'origine fossile, tels que du kérosène, des carburants aéronautiques durables peuvent entraîner l'un ou/et l'autre parmi une diminution relative de consommation spécifique de carburant, et une diminution relative des coûts d'entretien. La montre une coupe à travers la chambre de combustion 16 du moteur 10 de la dans un plan normal à l'axe de rotation principal 9 du moteur 10. La chambre de combustion 16 comprend une chambre de combustion annulaire 401, définie par une chemise 402. Des configurations alternatives de chambre de combustion peuvent être utilisées dans d'autres exemples, par exemple canulaires, en boîte, etc. La chambre de combustion 16 comprend une pluralité de buses de pulvérisation de carburant 403, 404 agencées autour de la circonférence de la chambre de combustion 16. Chaque buse 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, la chambre de combustion 16 comprend 16 buses de pulvérisation de carburant 403, 404. Dans d'autres exemples, la chambre de combustion 16 peut comprendre n'importe quel nombre approprié de buses de pulvérisation de carburant 403, 404, par exemple un nombre de buses de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22. Dans certains exemples, le nombre de buses de pulvérisation de carburant 403, 404 peut être entre 16 et 20. Dans d'autres exemples encore, le nombre de buses de pulvérisation de carburant peut être de 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22, ou un nombre au sein d'une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. 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 dans le compresseur haute pression 15, = la température, en Kelvin, de l'air à la sortie du compresseur haute pression 15, et = la pression, en livre pouces par seconde au carré par pouce au carré, de l'air à la sortie du compresseur haute pression 15. Une unité de taille de cœur est pour cette raison exprimée en tant que : La taille de cœur (en s.K 1/2 .po ) du moteur peut être entre 4 et 7, par exemple 4, 4,5, 5, 5,5, 6, 6,5, ou 7, ou n'importe quelle plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans certains exemples, la taille de cœur de moteur (en s.K 1/2 .po ) 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 n'importe quelle plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans encore d'autres exemples, la taille de cœur de moteur (en s.K 1/2 .po ) 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 n'importe quelle plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur (dans les unités données ci-dessus) peut être dans la plage de 2 à 6, par exemple, 2, 3, 4, 5, 6, ou au sein d'une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans certains exemples préférés, le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être dans la plage de 2,5 à 4,5, par exemple 2,5, 3, 3,5, 4 ou 4,5, ou n'importe quelle plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans encore d'autres exemples, le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur 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 n'importe quelle plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans encore d'autres exemples, le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur 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 au sein d'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 de l'écoulement semi-non-dimensionnel à l'entrée du compresseur haute pression, définie comme : où = le débit massique, (en livres par seconde) de l'air à l'entrée dans le compresseur haute pression, = la température (en Kelvin) de l'air à l'entrée du compresseur haute pression, et est la pression (en livre pouces par seconde au carré par pouce au carré) de l'air à l'entrée du compresseur haute pression. La condition de fonctionnement correspondant à l'écoulement semi-non-dimensionnel maximal à l'entrée de compresseur haute pression peut être la condition de fonctionnement de fin de montée. La taille de cœur auquel il est fait référence ici peut pour cette raison être définie à la condition de fonctionnement de fin de montée. La fin de montée peut être telle que définie dans la technique et telle que comprise par l'homme du métier pour une implémentation spécifique d'une turbine à gaz de la présente demande. Dans un exemple spécifique, la fin de montée peut correspondre à un fonctionnement à une altitude comprise entre 30 000 pieds et 39 000 pieds (plus spécifiquement 35 000 pieds), une vitesse avant d'un nombre de Mach 0,75 à 0,85, et une température d'air ambiant (DTAMB) de ISA+10 K à ISA+15 K. La chambre de combustion 16 comprend un certain nombre de buses de pulvérisation de carburant duplex 403 (également connues sous le nom de buses à étagement interne) dans lesquelles un injecteur de carburant primaire est intégré dans la même buse de carburant qu'un injecteur de carburant principal. La chambre de combustion 16 comprend également un certain nombre de buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique 404 qui comprennent chacune un injecteur de carburant principal uniquement. Dans d'autres exemples, la chambre de combustion 16 peut comprendre uniquement des buses de pulvérisation de carburant duplex ou uniquement des buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique. Dans cet exemple, la chambre de combustion 16 comprend 12 buses de pulvérisation de carburant duplex 403 et 4 buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique 404. Les buses de pulvérisation de carburant duplex 403 sont illustrées sur la par des cercles ombrés. Les buses de pulvérisation de carburant duplex 403 sont agencées en groupes de trois autour de la circonférence de la chambre de combustion 16, chaque groupe étant agencé diamétralement opposé à un autre des groupes. Dans d'autres exemples, la chambre de combustion 16 peut comprendre n'importe quel nombre approprié de buses de pulvérisation de carburant duplex, par exemple dans la plage de 10 à 14 buses, et n'importe quel nombre approprié de buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique, par exemple dans la plage de 4 à 8 buses. Dans certains exemples, le nombre de buses de pulvérisation de carburant duplex peut être 10, 11, 12, 13 ou 14, ou au sein d'une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Dans certains exemples, le nombre de buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique peut être 4, 5, 6, 7 ou 8, ou au sein d'une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Les buses de pulvérisation de carburant duplex peuvent être agencées dans n'importe quel nombre approprié de groupes, ou peuvent ne pas être agencées en groupes. Le cas échéant, chaque groupe de buses de pulvérisation de carburant duplex peut comprendre n'importe quel nombre approprié de buses, par exemple dans la plage de 2 à 8 buses. Dans certains exemples, chaque groupe de buses duplex peut comprendre 2, 3, 4, 5, 6, 7 ou 8 buses de pulvérisation de carburant, ou un nombre au sein d'une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. L'agencement de buses montré sur la peut être la totalité des buses de pulvérisation de carburant fournies dans la chambre de combustion 16. Dans d'autres exemples, d'autres buses de pulvérisation de carburant peuvent être fournies dans la chambre de combustion 16 en plus de celles décrites. La chambre de combustion 16 comprend en outre quatre allumeurs 405 agencés pour allumer un mélange air-carburant dans la chambre de combustion 401 en fonctionnement. Chaque allumeur 405 est agencé adjacent à l'un des groupes de buses de pulvérisation de carburant duplex 403. Les buses duplex 403 sont pour cette raison localisées chacune plus près d'un allumeur respectif (par exemple son allumeur le plus proche) par comparaison avec les buses à écoulement unique 404. Chaque allumeur 405 est agencé diamétralement opposé à un autre des allumeurs 405. Dans d'autres exemples, la chambre de combustion peut comprendre moins ou davantage d'allumeurs, par exemple un nombre d'allumeurs dans la plage de 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 buses 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, la chambre de combustion peut comprendre 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 ou 8 allumeurs, ou un nombre au sein d'une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Dans l'exemple montré, lorsque le moteur 10 fonctionne à faible puissance (en dessous d'un point d'étagement), par exemple pendant ou peu de temps après rallumage ou démarrage, du carburant est alimenté uniquement aux injecteurs primaires des buses de pulvérisation de carburant duplex 403 pour distribution à la chambre de combustion 401. Un débit de carburant plus grand est pour cette raison fourni aux buses duplex 403 par comparaison avec les buses à écoulement unique 404 en dessous du point d'étagement. À mesure que la sortie de puissance du moteur 10 et le débit massique d'air à travers le moteur 10 augmentent, le point d'étagement est atteint au niveau duquel du carburant est alimenté en complément aux injecteurs de carburant principal d'une ou plusieurs des buses de pulvérisation de carburant duplex 403 et aux injecteurs de carburant principaux d'une ou plusieurs des buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique 404 pour 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 buses de pulvérisation de carburant duplex 403 et des buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique 404, en plus du carburant injecté par les injecteurs primaires des buses de pulvérisation de carburant duplex 403. Dans cet exemple, le débit de carburant alimenté aux injecteurs principaux des buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique 404 est inférieur ou égal au débit de carburant alimenté aux injecteurs principaux des buses de pulvérisation de carburant duplex 403. Pour cette raison, parce que tant les injecteurs primaires que principaux des buses de pulvérisation de carburant duplex 403 reçoivent du carburant, les buses de pulvérisation de carburant duplex 403 reçoivent davantage de carburant que les buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique 404 au niveau et au-dessus du point d'étagement. Dans un exemple alternatif, du carburant est alimenté uniquement aux injecteurs de carburant principaux d'une ou plusieurs parmi la ou les buses de pulvérisation de carburant duplex 403 et aux injecteurs de carburant principaux d'une ou plusieurs des buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique 404 au niveau et au-dessus du point d'étagement, c'est-à-dire, du carburant n'est pas alimenté aux injecteurs primaires des buses de pulvérisation de carburant duplex 403. L'écoulement de carburant distribué à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est pour cette raison sollicité vers un sous-ensemble des buses de pulvérisation de carburant adjacent aux allumeurs. Par exemple, un écoulement de carburant est sollicité de telle sorte que le débit de carburant vers un premier sous-ensemble de la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (les buses de pulvérisation de carburant duplex 403 dans le présent exemple) est supérieur à celui distribué à un second sous-ensemble des buses de pulvérisation de carburant (les buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique 404 dans le présent exemple). Cela peut permettre à un écoulement de carburant primaire d'être fourni à des buses de pulvérisation de carburant qui sont localisées relativement plus près des allumeurs 405 pour faciliter un allumage et une stabilité de flamme à de faibles puissances de moteur, au démarrage du moteur, ou pendant un rallumage du moteur. Dans certains exemples, le premier sous-ensemble (par exemple les buses duplex) de buses de pulvérisation de carburant peut comprendre au moins la moitié, de préférence au moins deux tiers, du nombre total de buses de pulvérisation de carburant. Dans d'autres exemples, le débit d'écoulement de carburant vers chaque buse de pulvérisation de carburant fournie dans la chambre de combustion peut être le même et il peut n'y avoir aucune sollicitation de l'écoulement de carburant vers un sous-ensemble des buses. Dans un tel exemple, la totalité des buses d'écoulement de carburant peuvent être des buses à écoulement unique ou elles peuvent toutes être des buses duplex. Dans d'autres exemples encore, on peut fournir d'autres agencements de buses de pulvérisation de carburant dans lesquels le carburant est sollicité vers celles adjacentes aux, ou plus proches des, allumeurs. Par exemple, on peut fournir deux sous-ensembles (qui sont commandables indépendamment) de buses duplex ou deux sous-ensembles de buses à écoulement unique qui peuvent être sollicités de la manière décrite précédemment. La montre l'une des buses de pulvérisation de carburant duplex 403 de la chambre de combustion 16. La buse 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 écoulement primaire de carburant P et un circuit de carburant primaire 505 agencé pour distribuer l'écoulement primaire de carburant à la sortie 506 de la buse 403. L'injecteur principal 502 comprend une entrée principale 507 agencée pour recevoir un écoulement principal de carburant M et un circuit de carburant principal 508 agencé pour distribuer l'écoulement principal de carburant à la sortie 506 de la buse 403. Le conduit d'air 503 reçoit de l'air à haute pression à partir du compresseur haute pression 15 et distribue l'air à haute pression à la sortie 506 de la buse 403. La buse duplex 403 est conçue pour produire, au niveau de la sortie 506 de la buse 403, un cône primaire de carburant à partir de l'injecteur primaire 501 et un cône principal de carburant à partir de l'injecteur principal 502 (illustré sur la par les lignes en pointillés marquées P et M respectivement). Lorsque l'un et l'autre des injecteurs primaire et principal 501, 502 sont actif, les cônes primaire et principal sont agencés de manière concentrique, le cône principal étant agencé annulairement à l'extérieur du cône primaire. Le spécialiste de la technique sera familiarisé avec de tels schémas de pulvérisation de carburant. On aura à l'esprit que la buse duplex 403 de la est seulement donnée à titre d'exemple et que d'autres exemples peuvent utiliser une configuration alternative de buse duplex. La montre l'une des buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique 404 de la chambre de combustion 16. La buse 404 comprend un injecteur de carburant principal 601, comprenant une entrée principale 602 agencée pour recevoir un écoulement principal de carburant M et un circuit de carburant principal 603 agencé pour distribuer l'écoulement principal de carburant à la sortie 604 de la buse 404. La buse 404 est configurée pour produire un cône principal de carburant au niveau de la sortie 604 de la buse 404 (montré par les lignes en pointillés marquées M). De l'air est de façon similaire alimenté à la sortie 604 de la buse par un conduit d'air 605. On aura à l'esprit que la pulvérisation de carburant à écoulement unique 404 de la est seulement donnée à titre d'exemple et que d'autres exemples peuvent utiliser une configuration alternative de buse de pulvérisation de carburant à écoulement unique 404. Les Figures 7 et 8 montrent chacune une coupe à travers le moteur 10, perpendiculaire à l'axe de rotation principal 9, comportant une partie de la chambre de combustion 16 comprenant l'une des buses de pulvérisation de carburant duplex 403 et l'un des allumeurs 405. Un agencement similaire est fourni au niveau de la localisation des buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique 404 comme pour les buses duplex 403. La chambre de combustion 16 est montée 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 à haute pression D à la cavité 406 par l'intermédiaire d'un diffuseur 409. À ce point, une quantité de l'air entre dans la chambre de combustion 16 en tant qu'air de combustion E par l'intermédiaire de la buse de carburant 403 et/ou d'orifices de mélange à l'entrée vers la chambre de combustion 16. L'air restant s'écoule autour de la chambre de combustion 16 en tant qu'air de refroidissement G, dont une partie est admise en aval de la buse de carburant 403 comme décrit ci-dessous en référence à la . Une ou plusieurs sondes de température et/ou de pression (non montrées) peuvent être installées dans le carter du diffuseur 409 et agencées pour mesurer la température et/ou la pression de l'air à haute pression D distribué à la cavité 406 à partir du compresseur haute pression 15 par l'intermédiaire du diffuseur 409 (c'est-à-dire la température et la pression au niveau de la sortie du compresseur haute pression 15). Une telle sonde de température peut être dénommée une sonde T3 et une telle sonde de pression peut être dénommée une sonde P3. On aura à l'esprit que le moteur 10 peut comprendre n'importe quel agencement approprié de sondes de pression et de température qui peuvent être positionnées à n'importe quelle localisation appropriée à l'intérieur du moteur 10. Tel qu'elles sont utilisées ici, T3 et P3, et n'importe quelles autres pressions et températures numérotées, peuvent être définies en utilisant la numérotation de postes indiquée dans la norme SAE AS755. La chambre de combustion 16 fonctionne en tant que chambre de combustion riche, à extinction rapide et à mélange pauvre (RQL). Dans d'autres exemples, la chambre de combustion 16 peut être un type alternatif de chambre de combustion, telle qu'une chambre de combustion standard à combustion riche (sans sollicitation d'écoulement de carburant). En référence à la , la chambre de combustion 401 de la chambre de combustion RQL 16 est divisée en trois zones le long de la longueur de la chambre de combustion 16 : une zone riche 801, une zone d'extinction rapide 802 et une zone pauvre 803. En fonctionnement, un mélange air-carburant riche est introduit dans la zone riche 801 à partir de la buse de pulvérisation de carburant 403 où il est allumé par l'allumeur 405. Au sein de la zone riche 801 le carburant est brûlé à un rapport carburant/air supérieur au rapport stœchiométrique (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 de la chambre de combustion 16, avant que les produits de combustion n'atteignent la zone d'extinction rapide 802. De l'air supplémentaire est ajouté au carburant toujours en train de brûler par l'intermédiaire des orifices primaires 804 (qui peuvent être dénommés orifices d'extinction). De l'air est ajouté par les orifices primaires 804 à un débit plus élevé (par exemple plus élevé que dans la zone riche) ce qui éteint la combustion à un rapport significativement inférieur au rapport carburant/air stœchiométrique (par exemple, à un rapport d'équivalence compris entre 0,5 et 0,7), tout en continuant de laisser le carburant brûler. Par conséquent, une très petite partie du processus de combustion peut être effectuée à des rapports carburant/air proches de la stœchiométrie, et donc relativement peu d'oxydes d'azote (NOx) sont produits. De l'air est ensuite réintroduit dans les produits de combustion, par l'intermédiaire d'orifices secondaires 805 agencés dans la chemise 402 de la chambre de combustion 16, alors que les produits de combustion sont dans la zone pauvre 803 (ou juste avant qu'ils n'atteignent la zone pauvre 803). Au sein de la zone pauvre 803, le carburant est brûlé à un rapport air/carburant inférieur au rapport stœchiométrique (par exemple, à un rapport d'équivalence compris entre 0,5 et 0,7). Après passage à travers la zone pauvre 803, les produits de combustion quittent la chambre de combustion 16. Les orifices secondaires 805 peuvent être dénommés orifices de dilution, et peuvent être agencés pour introduire progressivement de l'air de dilution dans la zone pauvre 803. Le carburant ajouté par la buse de pulvérisation de carburant est presque entièrement brûlé au moment où l'air sort au niveau d'une sortie de la chambre de combustion, 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 à turbine à gaz 10 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 organe 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 d'huile 906, et une pompe à huile principale 907. Dans le présent exemple, la pompe à carburant basse pression 902 est montrée faisant partie du moteur à turbine à gaz 10. Dans d'autres exemples, la pompe à carburant basse pression, ou des pompes à carburant supplémentaires, peuvent être fournies dans le cadre 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 à partir du réservoir de carburant 901 vers l'échangeur de chaleur carburant-huile 903 par l'intermédiaire d'un agencement approprié de tuyaux, conduits, etc. (non montré). La pompe à carburant principale 904 est configurée pour distribuer du carburant à partir de l'échangeur de chaleur carburant-huile 903 vers les buses de pulvérisation de carburant de la chambre de combustion 16 par l'intermédiaire de la vanne de répartition de carburant 909 et d'un agencement approprié de tuyaux, conduits, etc. (non montré). La vanne de répartition de carburant 909 est agencée pour répartir le carburant entre un collecteur principal 909a et un collecteur primaire 909b. Le collecteur principal est raccordé fluidiquement aux injecteurs principaux de chacune des buses de pulvérisation de carburant 404, 403 comme montré sur la . Il fournit pour cette raison du carburant à toutes les buses de pulvérisation de carburant duplex 403 et à écoulement unique 404. Le collecteur primaire 909b est raccordé fluidiquement aux injecteurs primaires de chacune des buses de pulvérisation de carburant duplex 403. Le collecteur primaire 909b peut pour cette raison être utilisé pour fournir un plus grand débit de carburant vers le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant (par exemple les buses de pulvérisation de carburant duplex 403 dans le présent exemple) par comparaison avec le débit de carburant fourni au second sous-ensemble de buses de pulvérisation d'écoulement par l'intermédiaire du collecteur principal 909a. Par exemple, en dessous d'une puissance de moteur seuil, du carburant peut être alimenté uniquement (ou à un débit de carburant plus grand) vers le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant par l'intermédiaire du collecteur primaire 909b par comparaison avec le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant. La pompe d'alimentation d'huile 906 est agencée pour distribuer de l'huile lubrifiante à partir du réservoir d'huile 905 vers l'échangeur de chaleur carburant-huile 903 par l'intermédiaire d'un agencement approprié de tuyaux, conduits, etc. (non montré). La pompe à huile principale 907 est agencée pour distribuer de l'huile à partir de l'échangeur de chaleur carburant-huile 903 vers des composants du moteur 10 selon le besoin par l'intermédiaire d'un agencement approprié de répartition d'huile (non montré). Le trajet d'écoulement du carburant à partir du réservoir de carburant 901 jusqu'à la chambre de combustion 16, par l'intermédiaire des pompes 902, 904 et de l'échangeur de chaleur carburant-huile 903, en fonctionnement est illustré sur la par des flèches en pointillés. Le trajet d'écoulement de l'huile à partir du réservoir d'huile 905 jusqu'à l'échangeur de chaleur carburant-huile 903, par l'intermédiaire de la d'alimentation d'huile 906, et sur les composants du moteur 10 en fonctionnement est illustré sur la par des flèches pleines. L'organe de commande 908 comprend un agencement approprié de processeurs et de mémoire électronique. L'organe de commande 908 est en communication avec l'échangeur de chaleur carburant-huile 903, comme illustré par la ligne en pointillés et en tirets sur la , et est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 903. L'organe de commande 908 est configuré 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. L'organe de commande 908 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour ajuster au moins un(e) propriété ou paramètre du carburant lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16. Dans l'exemple montré, l'organe de commande 908 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour commander une viscosité du carburant lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16. Dans d'autres exemples, l'organe de commande 908 peut en plus ou en variante être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour commander une température du carburant lors de l'entrée dans la chambre de combustion. L'organe de commande 908 peut être un organe de commande séparé comme illustré, ou peut faire partie d'un organe de commande électronique de moteur (EEC) agencé pour commander d'autres fonctions de moteur. Dans l'exemple montré, l'échangeur de chaleur carburant-huile 903 est disposé entre la pompe à carburant basse pression 902 et la pompe à carburant principale 904, bien que l'échangeur de chaleur carburant-huile 903 puisse être disposé à n'importe quelle localisation 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 thermiques supplémentaires agencés pour recevoir de l'huile à partir du système d'huile, ou le système de propulsion 900 peut comprendre un ou plusieurs systèmes d'huile supplémentaires agencés pour alimenter l'huile au ou aux échangeurs thermiques supplémentaires. On aura à l'esprit que le système de propulsion 900 comme montré sur la est seulement une vue schématique d'un système de propulsion servant d'illustration. Dans un exemple, l'organe de commande 908 est configuré 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 lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. L'organe de commande 908 peut en variante être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour abaisser la viscosité de carburant à 0,48 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. En variante, l'organe de commande 908 peut être configuré 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 lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. L'organe de commande 908 peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour abaisser la viscosité de carburant entre 0,54 mm 2 /s et 0,34 mm 2 /s, 0,50 mm 2 /s et 0,38 mm 2 /s, 0,50 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, ou de préférence entre 0,48 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, ou entre 0,44 mm 2 /s et 0,42 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. En variante, l'organe de commande 908 peut être configuré 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 lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. L'organe de commande 908 peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour abaisser la viscosité de carburant de sorte qu'elle se trouve dans une plage définie entre deux quelconques des valeurs de la phrase précédente. Les viscosités de carburant décrites ci-dessus peuvent être appropriées pour le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 avec un carburant aéronautique durable. Le circuit de carburant peut pour cette raison être agencé pour alimenter à la chambre de combustion 16 un carburant aéronautique durable, par exemple en stockant un carburant aéronautique durable au sein du réservoir de carburant 901. Le carburant aéronautique durable (SAF) peut être tel que défini n'importe où dans le présent document. Selon n'importe quel aspect de la présente description, le carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant peut comprendre un carburant aéronautique durable, ayant par exemple un % de SAF dans la plage comprise entre 10 % et 50 %, ou entre 50 % et 100 %, ou comprenant 100 % de SAF. La présente demande n'est cependant pas limitée à un fonctionnement à l'aide d'un carburant aéronautique durable, et n'importe lesquels des paramètres décrits ici peuvent être appropriés pour utilisation avec d'autres carburants. Le carburant aéronautique durable peut avoir un pouvoir calorifique d'au moins 43,5 MJ/kg, par exemple entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le carburant aéronautique durable peut avoir en variante un pouvoir calorifique d'au moins 43,8 MJ/kg, par exemple entre 43,8 MJ/kg et 44 MJ/kg. Dans certains exemples, le carburant aéronautique durable peut avoir un pouvoir calorifique de 43,5, 43,6, 43,7, 43,8, 43,9 ou 44,0 MJ/kg, ou au sein d'une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Le carburant aéronautique durable peut avoir une teneur en composés aromatiques de 10 % ou moins en volume. Dans certains exemples, le carburant aéronautique durable peut avoir une teneur en composés aromatiques de 5 % ou moins en volume, ou plus préférablement 1 % ou moins en volume. Dans certains exemples, le carburant aéronautique durable peut avoir une teneur en composés aromatiques en volume de 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8 ou 9 % ou moins, ou peut être au sein d'une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Bien que les propriétés de carburant données dans les deux paragraphes précédents (et ailleurs dans le présent document) se rapportent à un carburant aéronautique durable, d'autres types de carburant ayant les mêmes propriétés peuvent être fournis à la chambre de combustion par le système de carburant. L'organe de commande 908 est également configuré pour commander la distribution du carburant aux buses de pulvérisation de carburant 403 de la chambre de combustion 16 pour solliciter un débit de carburant vers un sous-ensemble des buses de pulvérisation de carburant 403 adjacent à l'allumeur ou aux allumeurs 405 pendant une procédure de rallumage. Dans l'exemple montré, l'organe de commande 908 est configuré pour solliciter un débit de carburant vers les groupes de buses de pulvérisation de carburant duplex 403 adjacents aux allumeurs 405, par distribution du carburant entièrement ou principalement vers les injecteurs primaires de ces buses de pulvérisation de carburant 403 pendant une procédure de rallumage. L'organe de commande 908 peut en variante être configuré pour solliciter l'écoulement de carburant vers n'importe quel sous-ensemble approprié de buses de pulvérisation de carburant 403 (ou sous-ensemble d'injecteurs de carburant des buses de pulvérisation de carburant 403) pendant une procédure de rallumage, pour augmenter la probabilité d'allumage réussi. Le sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant 403 vers lequel l'écoulement de carburant est sollicité pendant une procédure de rallumage peut être choisi pour tenir compte d'une ou plusieurs propriétés du carburant, par exemple le pouvoir calorifique, la teneur en composés aromatiques ou la viscosité de carburant (par exemple, la viscosité de carburant lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière), pour augmenter une probabilité d'allumage réussi. Dans le présent exemple, l'organe de commande 908 est configuré pour solliciter un écoulement de carburant vers les buses de telle sorte que le premier sous-ensemble de la pluralité de buses de pulvérisation de carburant décrit ci-dessus reçoit davantage de carburant que le second sous-ensemble. L'organe de commande 908 est configuré pour commander la vanne de répartition de carburant 909 de telle sorte qu'en dessous d'un point d'étagement le carburant est distribué uniquement aux injecteurs de carburant primaires des buses de pulvérisation de carburant duplex 403. Au-dessus d'un point d'étagement, l'organe de commande 908 est configuré pour commander la vanne de répartition de carburant 909 de telle sorte que le carburant est distribué en outre aux injecteurs de carburant principaux des buses de pulvérisation de carburant duplex 403 et aux buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique 404. La chambre de combustion 16 est pour cette raison mise en fonctionnement en tant que chambre de combustion étagée. À ce titre, les buses de pulvérisation de carburant duplex 403 reçoivent davantage de carburant que les buses de pulvérisation de carburant à écoulement unique 404 (en dessous et facultativement au-dessus du point d'étagement). Le système d'alimentation en carburant montré sur les Figures doit être considéré comme un exemple de la manière dont le carburant est sollicité vers les buses de pulvérisation, d'autres étant possibles. Par exemple, deux ensembles de buses à écoulement unique indépendantes peuvent être fournis. Dans certains exemples, l'écoulement de carburant peut être sollicité à d'autres conditions de fonctionnement de moteur telles pendant le démarrage ou à un fonctionnement à faible puissance tel que pendant un ralenti. La illustre un procédé 1000 de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz 10 tel que décrit précédemment. Le procédé 1000 comprend la fourniture 1001 de carburant à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz. Le carburant peut être ou peut comprendre un carburant aéronautique durable. Dans l'exemple montré, le carburant a un pouvoir calorifique d'au moins 43,5 MJ/kg. Dans d'autres exemples, le carburant peut avoir un pouvoir calorifique compris entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg. Dans encore d'autres exemples, le carburant peut avoir un pouvoir calorifique d'au moins 43,8 MJ/kg. Dans encore d'autres exemples, le carburant peut avoir un pouvoir calorifique compris entre 43,8 MJ/kg et 44 MJ/kg. Dans certains exemples, le carburant peut avoir un pouvoir calorifique de 43,5, 43,6, 43,7, 43,8, 43,9 ou 44,0 MJ/kg, ou au sein d'une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. La illustre un procédé 1100 de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz 10 tel que décrit précédemment. Le procédé 1100 comprend la fourniture 1101 de carburant à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz. Le carburant peut être ou peut comprendre un carburant aéronautique durable. Dans l'exemple montré, le carburant a une teneur en composés aromatiques de 10 % ou moins en volume. Dans certains exemples, le carburant peut avoir une teneur en composés aromatiques de 5 % ou moins en volume, ou plus préférablement 1 % ou moins en volume. Dans certains exemples, le carburant peut avoir une teneur en composés aromatiques en volume de 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8 ou 9 % ou moins, ou peut être au sein d'une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. La illustre un procédé 1200 de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz 10 tel que décrit précédemment. Le procédé 1200 comprend le transfert 1201 de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion 16 de façon à abaisser une viscosité du carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière, ou pour abaisser la viscosité de carburant à 0,48 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé 1200 comprend la fourniture 1202 du carburant à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10. Dans l'exemple montré, le procédé 1200 comprend le transfert de chaleur 1201 de l'huile vers le carburant en commandant le fonctionnement d'un échangeur de chaleur carburant-huile 903. Le procédé 1200 peut comprendre le transfert de chaleur 1201 de l'huile vers le carburant de façon à abaisser une viscosité du carburant entre 0,58 mm 2 /s et 0,30 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. Le procédé 1200 peut comprendre le transfert de chaleur 1201 de l'huile vers le carburant de façon à abaisser une viscosité du carburant entre 0,54 mm 2 /s et 0,34 mm 2 /s, 0,50 mm 2 /s et 0,38 mm 2 /s, 0,50 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, ou de préférence entre 0,48 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, ou entre 0,44 mm 2 /s et 0,42 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé 1200 peut comprendre le transfert de chaleur 1201 de l'huile vers le carburant 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 lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. Le procédé 1200 peut comprendre le transfert de chaleur 1201 de l'huile vers le carburant de façon à abaisser une viscosité du carburant de sorte qu'elle est dans une plage définie entre deux quelconques des valeurs de la phrase précédente. Le procédé 1200 peut comprendre le transfert de chaleur 1201 de l'huile vers le carburant de façon à abaisser une viscosité du carburant entre 0,55 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 lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. Il sera entendu que l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans s'écarter des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuelle, toute caractéristique peut être employée séparément ou en combinaison avec d'autres caractéristiques et la description s'étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d'une ou plusieurs caractéristiques décrites ici. 1 Procédé (1100) de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz (10), le moteur à turbine à gaz (10) comprenant une chambre de combustion étagée (16) comprenant un agencement de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) dans lequel un écoulement de carburant est sollicité vers un sous-ensemble des buses (403, 404) adjacent à un ou plusieurs allumeurs (405) pendant une procédure de rallumage, dans lequel le procédé (1100) comprend la fourniture de carburant (1101) à la chambre de combustion (16) ayant une teneur en composés aromatiques de 10 % ou moins en volume. 2 Procédé (1100) selon la revendication 1, ou l'une quelconque des autres revendications précédentes, dans lequel le nombre de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) est compris entre 14 et 22 et/ou un nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur dans la plage de 2 à 6. 3 Procédé (1100) selon la revendication 1, ou l'une quelconque des autres revendications précédentes, dans lequel le sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) comprend au moins la moitié du nombre total de buses de pulvérisation de carburant (403, 404). 4 Procédé (1100) selon la revendication 3, dans lequel le sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) comprend au moins deux tiers du nombre total de buses de pulvérisation de carburant (403, 404). 5 Procédé (1100) selon la revendication 1, ou l'une quelconque des autres revendications précédentes, dans lequel l'agencement de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) comprend des buses duplex (403) et des buses à écoulement unique (404). 6 Procédé (1100) selon la revendication 5, dans lequel le sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) comprend les buses duplex (403) et les buses de pulvérisation de carburant restantes (403, 404) comprennent les buses à écoulement unique (404). 7 Procédé (1100) selon la revendication 1, ou l'une quelconque des autres revendications précédentes, dans lequel la chambre de combustion (16) comprend au moins deux allumeurs (405) et le sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) comprend au moins deux groupes de buses (403, 404), chaque groupe de buses (403, 404) étant adjacent à l'un des allumeurs (405). 8 Procédé (1100) selon la revendication 1 ou l'une quelconque des autres revendications précédentes, dans lequel : a) le carburant fourni à la chambre de combustion (16) a un pouvoir calorifique d'au moins 43,5 MJ/kg, de préférence entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg, ou d’au moins 43,8 MJ/kg et de préférence entre 43,8 MJ/kg et 44 MJ/kg ; et/ou b) le moteur à turbine à gaz (10) comprend un échangeur de chaleur carburant-huile (903), et le procédé (1100) comprend le transfert de chaleur (1201) de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion (16) de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière, de préférence 0,48 mm 2 /s ou moins, de préférence entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s et de préférence entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s. 9 Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef, comprenant : une chambre de combustion étagée (16) comprenant un agencement de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) et un ou plusieurs allumeurs (405) ; et un organe de commande (908) configuré pour solliciter un écoulement de carburant vers un sous-ensemble des buses de pulvérisation de carburant (403, 404) adjacent à l'allumeur ou aux allumeurs (405) pendant une procédure de rallumage, le carburant ayant une teneur en composés aromatiques de 10 % ou moins en volume. 10 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 9, dans lequel le nombre de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) est compris entre 14 et 22 et/ou un nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur dans la plage de 2 à 6. 11 Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications 9 à 10 dans lequel le sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) comprend au moins la moitié du nombre total de buses de pulvérisation de carburant (403, 404), et facultativement dans lequel le sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) comprend au moins deux tiers du nombre total de buses de pulvérisation de carburant (403, 404). 12 Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications 9 à 11, dans lequel l'agencement de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) comprend des buses duplex (403) et des buses à écoulement unique (404), et facultativement dans lequel le sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) comprend les buses duplex (403) et les buses de pulvérisation de carburant restantes (403, 404) comprennent les buses à écoulement unique (404). 13 Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications 9 à 12, dans lequel la chambre de combustion (16) comprend au moins deux allumeurs (405) et le sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant (403, 404) comprend au moins deux groupes de buses (403, 404), chaque groupe de buses (403, 404) étant adjacent à l'un des allumeurs (405). 14 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 13, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) comprend une pluralité d'allumeurs (405) disposés symétriquement autour d'une circonférence de la chambre de combustion (16), et facultativement dans lequel des paires d'allumeurs (405) sont disposées diamétralement opposées les unes par rapport aux autres autour d'une circonférence de la chambre de combustion (16). 15 Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications 9 à 14, dans lequel : a) le carburant fourni à la chambre de combustion (16) a un pouvoir calorifique d'au moins 43,5 MJ/kg, de préférence entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg, ou d’au moins 43,8 MJ/kg et de préférence entre 43,8 MJ/kg et 44 MJ/kg ; et/ou b) le moteur à turbine à gaz (10) comprend un échangeur de chaleur carburant-huile (903), et l'organe de commande (908) est agencé pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion (16) de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière, de préférence 0,48 mm 2 /s ou moins, de préférence entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s et de préférence entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s.