Brevet FR3156853A1 — publié le 20250620

Actionneur d’aubes de compresseur variables Un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprend un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur. Le moteur comprend une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur. Le moteur comprend une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où un rapport de dérivation, défini en guise de rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4. Le moteur comprend une pluralité d’actionneurs incluant un actionneur d’aubes de compresseur variables. Le moteur comprend un système d’alimentation en carburant conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion, et pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur d’aubes de compresseur variables. Le carburant est thermiquement stable à des températures dépassant 280 °C. À reproduire avec la Figure 23 lors de la publication. Figure pour l’abrégé : figure 23 Actionneur d’aubes de compresseur variables La présente description se rapporte à des systèmes d’actionnement d’aéronefs, et à des procédés d’actionnement d’un système d’actionnement hydrauliquement par carburant. Il existe une attente dans l’industrie aéronautique concernant une tendance à l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels généralement utilisés actuellement. Les carburants peuvent présenter des caractéristiques de carburant différentes par rapport aux carburants hydrocarbonés à base de pétrole/de fossiles. Ainsi, il existe un besoin de tenir compte de propriétés de carburant pour ces nouveaux carburants, et d’ajuster à la fois les moteurs à turbine à gaz eux-mêmes et les procédés de fonctionnement des moteurs à turbine à gaz. Selon un premier aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le rapport de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs ; et un système d’alimentation en carburant, dans lequel le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion, et pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur de la pluralité d’actionneurs, et dans lequel le système d’alimentation en carburant est conçu pour être commandé afin de choisir entre : le fait d’amener le carburant à actionner au moins un actionneur ; et le fait d’amener le carburant à contourner l’au moins un actionneur, en fonction de la teneur en carburant d’aviation durable (SAF) du carburant. Les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durables, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que ces différentes propriétés de carburants peuvent permettre aux actionneurs d’être entraînés hydrauliquement par carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées et utilisés pour actionner au moins un actionneur de plus que les carburants traditionnels, sans augmenter de manière significative le risque de dégradation thermique du carburant (par exemple, laque de carburant, ou cokéfaction de carburant) dans les actionneurs. Le rapport de dérivation est supérieur ou égal à 4, et peut être dans la plage allant de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 15. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour : amener le carburant à actionner l’au moins un actionneur lorsque la teneur en SAF du carburant est supérieure à un seuil ; et amener le carburant à contourner cet actionneur lorsque la teneur en SAF du carburant est inférieure à un seuil. Le système de carburant peut être conçu pour choisir entre l’actionnement ou le contournement de multiples actionneurs hydrauliques à carburant en fonction de la teneur en SAF du carburant. Un ou plusieurs des actionneurs hydrauliques à carburant peuvent avoir un seuil différent : par exemple, le système de carburant peut être conçu pour amener le carburant à actionner un premier actionneur lorsque la teneur en SAF du carburant est supérieure à un premier seuil ou pour contourner cet actionneur dans le cas contraire, et pour amener le carburant à actionner un deuxième actionneur lorsque la teneur en SAF du carburant est supérieure à un second seuil plus élevé que le premier seuil, ou pour contourner cet actionneur dans le cas contraire. L’arbre de cœur peut délivrer directement l’entraînement à la soufflante, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur. Un tel moteur peut être un moteur à turbine à entraînement direct. Le 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. Un tel moteur peut être un moteur à turbine avec réducteur. Le moteur peut comprendre un système de refroidissement de carter de turbine, TCC. La pluralité d’actionneurs peut comprendre un actionneur qui fait partie du système de refroidissement de carter de turbine. Le système d’alimentation en carburant peut être configuré pour actionner ou contourner l’actionneur qui fait partie d’un système de refroidissement de carter de turbine en fonction de la teneur en SAF du carburant. Au moins deux de la pluralité d’actionneurs peuvent faire partie du système de refroidissement de carter de turbine. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant les au moins deux de la pluralité d’actionneurs qui font partie du système TCC. Le système d’alimentation en carburant peut être configuré pour actionner ou contourner les au moins deux actionneurs qui font partie d’un système de refroidissement de carter de turbine en fonction de la teneur en SAF du carburant. Le moteur peut comprendre une vanne de prélèvement de cabine. La pluralité d’actionneurs peut comprendre un actionneur configuré pour actionner la vanne de prélèvement de cabine. Le système d’alimentation en carburant peut être configuré pour actionner ou contourner l’actionneur configuré pour actionner la vanne de prélèvement de cabine en fonction de la teneur en SAF du carburant. Le moteur peut comprendre une vanne de prélèvement de manutention. La pluralité d’actionneurs peut comprendre un actionneur configuré pour actionner la vanne de prélèvement de manutention. Le système d’alimentation en carburant peut être configuré pour actionner ou contourner la vanne de prélèvement de manutention en fonction de la teneur en SAF du carburant. Le moteur peut comprendre un système de gestion de chaleur de moteur comprenant une vanne. La pluralité d’actionneurs peut comprendre un actionneur configuré pour actionner la vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur. Le système d’alimentation en carburant peut être configuré pour actionner ou contourner la vanne dans le système de gestion de chaleur de monteur en fonction de la teneur en SAF du carburant. Le système de gestion de chaleur de moteur peut comprendre un échangeur de chaleur. L’échangeur de chaleur peut être un échangeur de chaleur air-huile. Le système d’alimentation en carburant peut être configuré pour actionner ou contourner une vanne sur le côté air de l’échangeur de chaleur en fonction de la teneur en SAF du carburant. Le système d’alimentation en carburant peut être configuré pour actionner ou contourner une vanne sur le côté huile de l’échangeur de chaleur en fonction de la teneur en SAF du carburant. L’échangeur de chaleur peut être un échangeur de chaleur carburant-huile. Le système d’alimentation en carburant peut être configuré pour actionner ou contourner une vanne sur le côté carburant de l’échangeur de chaleur carburant-huile en fonction de la teneur en SAF du carburant. Le système d’alimentation en carburant peut être configuré pour actionner ou contourner une vanne sur le côté huile de l’échangeur de chaleur carburant-huile en fonction de la teneur en SAF du carburant. Le moteur peut comprendre un système de gestion de chaleur de générateur comprenant une vanne. La pluralité d’actionneurs peut comprendre un actionneur configuré pour actionner la vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur. Le système d’alimentation en carburant peut être configuré pour actionner ou contourner la vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur en fonction de la teneur en SAF du carburant. Le système de gestion de chaleur de générateur peut comprendre un échangeur de chaleur. L’échangeur de chaleur peut être un échangeur de chaleur air-huile. Le système d’alimentation en carburant peut être configuré pour actionner ou contourner une vanne sur le côté air de l’échangeur de chaleur en fonction de la teneur en SAF du carburant. Le système d’alimentation en carburant peut être configuré pour actionner ou contourner une vanne sur le côté huile de l’échangeur de chaleur en fonction de la teneur en SAF du carburant. L’échangeur de chaleur peut être un échangeur de chaleur carburant-huile. Le système d’alimentation en carburant peut être configuré pour actionner ou contourner une vanne sur le côté carburant de l’échangeur de chaleur carburant-huile en fonction de la teneur en SAF du carburant. Le système d’alimentation en carburant peut être configuré pour actionner ou contourner une vanne sur le côté huile de l’échangeur de chaleur carburant-huile en fonction de la teneur en SAF du carburant. Lorsque le système d’alimentation en carburant contourne l’au moins un actionneur, l’au moins un actionneur peut être actionné de manière non hydraulique à carburant. Lorsque l’actionneur est actionné de manière non hydraulique à carburant, il peut être actionné à l’aide d’un liquide non hydraulique à carburant. Le liquide non hydraulique à carburant peut être alimenté par le biais d’un clapet antiretour afin d’éviter tout mélange. Le carburant peut être fourni à l’actionneur à l’aide d’un clapet antiretour afin d’éviter tout mélange. À la place, l’actionneur peut être électrique ou pneumatique. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour amener le carburant à actionner l’au moins un actionneur lorsque la teneur en SAF est supérieure à un seuil. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour amener le carburant à contourner l’au moins un actionneur lorsque la teneur en SAF est inférieure à un seuil. La teneur minimale en SAF requise pour l’actionnement de l’au moins un actionneur peut être d’au moins 25 %, 30 %, 35 %, 40 %, 45 %, 50 %, 52 %, 55 %, 60 %, 65 %, 70 % ou 75 % en volume. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour être commandé afin de choisir entre l’actionnement hydraulique à carburant et le contournement pour deux actionneurs ou plus de la pluralité d’actionneurs. Par exemple, le système d’alimentation en carburant peut être commandé pour choisir entre un actionnement hydraulique à carburant et un contournement pour deux, trois, quatre ou cinq actionneurs. Lorsque l’au moins un actionneur est à entraînement hydraulique à carburant, la pression opérationnelle différentielle maximale de cet actionneur en conditions de décollage peut être dans la plage allant de 6 900 kPa à 10 000 kPa, ou peut être supérieure à 10 000 kPa. Lorsque l’au moins un actionneur est à entraînement hydraulique à carburant, la pression opérationnelle différentielle maximale en conditions de décollage peut être supérieure à 7 000 kPa, 8 000 kPa, 9 000 kPa, 10 000 kPa, 11 000 kPa, 12 000 kPa, 13 000 kPa, 14 000 kPa, ou supérieure à 15 000 kPa. Lorsque l’au moins un actionneur est à entraînement hydraulique à carburant, la pression opérationnelle différentielle maximale en conditions de décollage peut être supérieure à 2 400 kPa, supérieure à 2 500 kPa, supérieure à 3 000 kPa, supérieure à 3 500 kPa, supérieure à 3 800 kPa, ou supérieure à 4 000 kPa. Le même actionneur peut voir une pression nettement inférieure au ralenti, par exemple avec une pression différentielle dans la plage allant de 1 000 kPa à 1 250 kPa (150 à 180 psid). Selon un deuxième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le rapport de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs ; et un système d’alimentation en carburant ; et dans lequel le procédé comprend : la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion ; et le choix entre : la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant à au moins un actionneur de la pluralité d’actionneurs afin d’actionner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur ; et à l’aide du système d’alimentation en carburant, le fait d’amener le carburant à contourner l’au moins un actionneur, en fonction de la teneur en carburant d’aviation durable (SAF) du carburant. Le procédé peut comprendre : la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant à au moins deux de la pluralité d’actionneurs et, en fonction de la teneur en carburant d’aviation durable (SAF) du carburant, le choix pour chacun des au moins deux actionneurs (individuellement/indépendamment) entre : le fait d’amener le carburant à actionner hydrauliquement par carburant l’actionneur ; et le fait d’amener le carburant à contourner l’actionneur. Le procédé peut comprendre : la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant à au moins deux de la pluralité d’actionneurs et, en fonction de la teneur en carburant d’aviation durable (SAF) du carburant, le choix entre : le fait d’amener le carburant à actionner hydrauliquement par carburant les au moins deux actionneurs ; et le fait d’amener le carburant à contourner les au moins deux actionneurs. La décision de contournement peut donc être une décision unique prise pour tous les actionneurs pertinents, ou peut être une série de décisions prises pour des actionneurs individuels. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 15. Le procédé du deuxième aspect peut être exécuté à l’aide du moteur du premier aspect. Le procédé peut consister à augmenter la pression du carburant circulant dans l’au moins un actionneur hydraulique à carburant du carburant en fonction de la teneur en SAF du carburant. Par exemple, la pression peut être augmentée d’au moins 350 kPa pour chaque augmentation de 5 % du %SAF au-dessus de 60 % (% volumétrique). Une ou plusieurs pompes et/ou vannes peuvent être utilisées pour augmenter la pression. Selon un troisième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le rapport de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs ; et un système d’alimentation en carburant, dans lequel le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion, et pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur de la pluralité d’actionneurs. Le carburant comprend au moins 25 % de carburant d’aviation durable (SAF) en volume. Le système d’alimentation en carburant est conçu de telle sorte que la pression différentielle de pic du carburant dans l’au moins un actionneur hydraulique à carburant en conditions de croisière est d’au moins 2 400 kPa (350 psid). On aura à l’esprit que, même en conditions de croisière, la pression différentielle dans un actionneur varie en fonction des conditions de fonctionnement (par exemple, du débit de carburant). La pression différentielle de pic, ou maximale, est donc choisie pour faciliter la comparaison ; cette pression est plus spécifiquement une pression différentielle de pic en régime permanent ; c’est-à-dire que les pointes de pression transitoires de courte durée ne sont pas prises en compte. La valeur de pic en régime permanent peut donc être une valeur de pression moyennée dans le temps, calculée sur cinq, dix, quinze, vingt, vingt-cinq ou trente secondes. Le pic doit durer au moins environ cinq secondes, ce qui exclut les pointes transitoires brusques. La pression différentielle maximale du carburant dans au moins un actionneur hydraulique à carburant en conditions de croisière peut être d’au moins 2 500 kPa, 2 600 kPa, 2 750 kPa, 3 000 kPa, 3 200 kPa, 3 400 kPa, 3 500 kPa, 3 600 kPa, 3 700 kPa, 3 800 kPa ou 4 000 kPa. La pression différentielle de pic du carburant dans l’au moins un actionneur hydraulique à carburant en conditions de croisière peut être dans la plage allant de 2 400 kPa à 4 500 kPa, et éventuellement de 2 500 kPa à 4 000 kPA, ou de 2 500 kPa à 3 800 kPA, Le rapport de dérivation est supérieur ou égal à 4, et peut être dans la plage allant de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 15. Lorsque l’au moins un actionneur est à entraînement hydraulique à carburant, la pression opérationnelle différentielle maximale en conditions de décollage peut être dans la plage allant de 6 900 kPa à 10 000 kPa, ou peut être supérieure à 7 000 kPa, 8 000 kPa, 9 000 kPa ou 10 000 kPa. Le même actionneur peut voir une pression nettement inférieure au ralenti, par exemple avec une pression différentielle dans la plage allant de 1 000 kPa à 1 250 kPa (150 à 180 psid). L’arbre de cœur peut délivrer directement l’entraînement à la soufflante, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine à entraînement direct. Le moteur à turbine 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, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine avec réducteur. Le carburant peut comprendre au moins 50 %, 55 %, 60 %, 65 %, 70 % ou 75 % de SAF en volume. L’au moins un actionneur hydraulique à carburant peut être un actionneur à aubes de stator variables. L’au moins un actionneur hydraulique à carburant peut être un actionneur à aubes directrices d’entrée variables. Le moteur du troisième aspect peut comprendre de quelconques ou la totalité des caractéristiques du moteur du premier aspect, et peut être utilisé pour mettre en œuvre le procédé du deuxième aspect. Selon un quatrième aspect on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz pour un aéronef. Le moteur comprend : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le rapport de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs ; et un système d’alimentation en carburant ; Le procédé comprend : la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion ; et la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant comprenant au moins 25 % de SAF en volume pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur de la pluralité d’actionneurs, le carburant étant fourni de telle sorte qu’une pression différentielle de pic du carburant dans l’au moins un actionneur hydraulique à carburant en conditions de croisière est d’au moins 2 400 kPa. Du carburant de même composition peut être fourni à la fois à la chambre de combustion et à l’au moins un actionneur. Une ou plusieurs vannes et/ou pompes pouvant être commandées peuvent être fournies pour ajuster la pression différentielle du carburant dans l’au moins un actionneur hydraulique à carburant. La pression différentielle de pic du carburant dans l’au moins un actionneur hydraulique à carburant en conditions de croisière peut être d’au moins 2 500 kPa. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 15. Le procédé peut comprendre la commande de l’alimentation en carburant vers les un ou plusieurs actionneurs hydrauliques à carburant de manière à ajuster la pression différentielle de pic du carburant dans l’au moins un actionneur hydraulique à carburant en fonction de la teneur en SAF du carburant. Le procédé peut consister à fournir un carburant comprenant au moins 50 % de SAF en volume, et à commander l’alimentation en carburant de l’au moins un actionneur de telle sorte que la pression différentielle de pic est d’au moins 3 200 kPa. Le procédé peut consister à fournir un carburant comprenant au moins 55 % de SAF en volume, et à commander l’alimentation en carburant de l’au moins un actionneur de telle sorte que la pression différentielle de pic est d’au moins 3550 kPa ou 3 600 kPa. Les procédés des deuxième et quatrième aspects peuvent être complémentaires, et peuvent être exécutés ensemble dans diverses mises en œuvre. Le procédé du quatrième aspect peut être exécuté à l’aide du moteur du premier aspect ou du troisième aspect. Selon un cinquième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le rapport de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs ; un système d’alimentation en carburant, dans lequel le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion, et pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur de la pluralité d’actionneurs, et deux échangeurs de chaleur carburant-huile conçus pour être traversés par l’huile et le carburant, les échangeurs de chaleur étant conçus pour transférer la chaleur de l’huile au carburant et comprenant un échangeur de chaleur carburant-huile primaire conçu pour chauffer au moins la majorité du carburant, et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire conçu pour fournir de la chaleur supplémentaire au carburant destiné à être fourni pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur hydraulique à carburant. Les échangeurs de chaleur sont commandés de telle sorte que, en conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : ait une valeur maximale d’au moins 0,35. Bien que l’on ait à l’esprit que le rapport est sans dimension, le transfert de chaleur est mesuré par unité de masse ou de volume de carburant dans les exemples décrits ici (les unités de kJ par kg étant notées ci-dessus à titre d’exemple), ce qui permet d’obtenir un rapport de transfert de chaleur normalisé en fonction des variations du débit de carburant en croisière. On aura à l’esprit que le transfert de chaleur est noté par unité de masse (kg) de carburant atteignant la chambre de combustion de manière à ajuster le débit de carburant et toute remise en circulation à travers un ou plusieurs échangeurs de chaleur ou contournement d’un ou plusieurs échangeurs de chaleur comme décrit ailleurs ici. Dans la plupart des mises en œuvre, on peut supposer que toute élévation de température du carburant due aux autres composants du moteur (par opposition à un transfert de chaleur provenant de l’huile) est minimale. On aura à l’esprit que, même en conditions de croisière, il peut y avoir des pointes transitoires de courte durée dans le transfert de chaleur, qu’il convient de ne pas prendre en compte. La valeur maximale du rapport de transfert de chaleur peut donc être une valeur moyennée dans le temps, moyennée sur une, deux, cinq, dix, quinze, vingt, vingt-cinq ou trente minutes. On aura à l’esprit que les échelles de temps pour les changements transitoires de température peuvent être plus grandes que celles pour la pression dans les actionneurs (tandis que le mouvement complet d’un actionneur est susceptible d’être achevé en quelques secondes, le carburant et l’huile peuvent passer plus de temps dans les échangeurs de chaleur). Le rapport de transfert de chaleur peut avoir une valeur maximale à la vitesse de croisière supérieure à 0,4. Le rapport de transfert de chaleur peut avoir une valeur maximale à la vitesse de croisière supérieure à 0,45. Le rapport de transfert de chaleur peut avoir une valeur maximale à la vitesse de croisière supérieure à 0,5. Le rapport de dérivation est supérieur ou égal à 4, et peut être dans la plage allant de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 15. La température maximale du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut être d’au moins 150 °C, 160 °C, 170 °C, ou 180 °C. Les échangeurs de chaleur primaire et secondaire peuvent être disposés de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est réglable lors du fonctionnement du moteur, par exemple en commandant une ou plusieurs pompes et/ou vannes de manière à ajuster l’écoulement de carburant et/ou d’huile à travers un ou chaque échangeur de chaleur. Les échangeurs de chaleur peuvent être disposés de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est réglable en fonction de la teneur en carburant d’aviation durable (SAF) du carburant. Le moteur peut comprendre au moins une vanne de dérivation conçue pour permettre au carburant ou à l’huile de contourner l’un des échangeurs de chaleur carburant-huile, de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur. Par exemple, le moteur peut comprendre un ou plusieurs parmi : • une vanne opérationnelle pour permettre à l’huile de contourner l’échangeur de chaleur primaire ; • une vanne opérationnelle pour permettre à l’huile de contourner l’échangeur de chaleur secondaire ; • une vanne opérationnelle pour permettre au carburant de contourner l’échangeur de chaleur primaire ; et • une vanne opérationnelle pour permettre au carburant de contourner l’échangeur de chaleur secondaire. Le moteur peut comprendre au moins une vanne de remise en circulation conçue pour permettre au carburant ou à l’huile de passer de multiples fois par l’un des échangeurs de chaleur carburant-huile, de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur. Par exemple, le moteur peut comprendre un ou plusieurs parmi : • une vanne opérationnelle pour permettre à l’huile d’être remise en circulation à travers l’échangeur de chaleur primaire ; • une vanne opérationnelle pour permettre à l’huile d’être remise en circulation à travers l’échangeur de chaleur secondaire ; • une vanne opérationnelle pour permettre au carburant d’être remise en circulation à travers l’échangeur de chaleur primaire ; et • une vanne opérationnelle pour permettre au carburant d’être remis en circulation à travers l’échangeur de chaleur secondaire. Pour l’une quelconque des vannes de remise en circulation décrites ici, il peut y avoir une ou plusieurs pompes associées conçues pour renvoyer l’huile/le carburant à l’entrée de l’échangeur de chaleur, de manière à traverser à nouveau l’échangeur de chaleur. A, ou en complément, des composants appropriés quelconques pour la remise en pression de l’huile/du carburant afin de permettre une remise en circulation peuvent être utilisés. L’arbre de cœur peut délivrer directement l’entraînement à la soufflante, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine à entraînement direct. Le moteur du cinquième aspect peut comprendre de quelconques ou la totalité des caractéristiques du moteur du premier et/ou du troisième aspect, et peut être utilisé pour mettre en œuvre le procédé du deuxième ou du quatrième aspect. Selon un sixième aspect on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz pour un aéronef. Le moteur comprend : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le rapport de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs ; un système d’alimentation en carburant ; et un échangeur de chaleur carburant-huile primaire et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire. Le procédé comprend : la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion ; la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur de la pluralité d’actionneurs ; le chauffage d’au moins la majorité du carburant à l’aide de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire ; et le chauffage du carburant à fournir pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur hydraulique à carburant à l’aide de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire ; dans lequel, en conditions de croisière, l’alimentation et le chauffage sont commandés de telle sorte qu’un rapport de transfert de chaleur de : ait une valeur maximale d’au moins 0,35. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 15. Le procédé peut en outre comprendre l’ajustement du rapport de transfert de chaleur (par exemple en ajustant le débit de carburant et/ou d’huile dans un ou chaque échangeur de chaleur) en fonction de la teneur en carburant d’aviation durable (SAF) du carburant. Les procédés des deuxième, quatrième et sixième aspects peuvent être complémentaires, et peuvent être exécutés ensemble, ou dans une quelconque combinaison ou sous-combinaison, dans diverses mises en œuvre. Le procédé du sixième aspect peut être exécuté à l’aide du moteur du premier aspect, du troisième aspect, ou du cinquième aspect. Selon un septième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le rapport de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs comprenant un actionneur d’aubes de compresseur variables ; et un système d’alimentation en carburant, dans lequel le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion, et pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur d’aubes de compresseur variables, dans lequel le carburant est thermiquement stable à des températures dépassant 280 °C. Le rapport de dérivation est supérieur ou égal à 4, et peut être dans la plage allant de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 15. La stabilité thermique peut se référer à la capacité du carburant à satisfaire aux exigences d’un test d’oxydation thermique de carburéacteur (JFTOT). Le carburant qui est thermiquement stable à une température supérieure à 280 °C peut se référer à un carburant qui a satisfait aux exigences d’un test JFTOT à des températures supérieures ou égales à 280 °C. Le carburant peut être thermiquement stable à des températures égales ou supérieures à 290 °C, 295 °C, 300 °C, 305 °C, 310 °C, 315 °C, 320 °C, ou 325 °C. Les moteurs à turbine à gaz d’aéronefs comprennent généralement une pluralité d’aubes de compresseur ; l’actionneur d’aubes de compresseur variables est conçu pour ajuster la position d’une aube de compresseur. Étant donné que l’aube est utilisée pour guider l’écoulement d’air, et que la position de l’aube de compresseur est variable, on peut parler d’aube directrice variable. Les aubes directrices variables de diverses mises en œuvre peuvent comporter l’un ou l’autre des éléments suivants, ou les deux : • des aubes directrices d’entrée variables (VIGV), qui sont situées en amont de/devant les aubes de rotor du compresseur, et disposées de manière à guider et à commander l’écoulement d’air dans le compresseur ; et • d’autres aubes, généralement des aubes de stator variables (VSV) qui sont situées derrière/en aval des aubes de rotor du compresseur, et disposées de manière à guider et à commander l’écoulement d’air à travers le compresseur. Le moteur peut comprendre de multiples actionneurs d’aubes de stator variables, qui peuvent chacun être hydrauliques à carburant. En outre, le moteur peut comprendre de multiples compresseurs, chacun doté d’au moins un actionneur d’aubes de stator variables. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre une pluralité d’aubes de compresseur variables, et de multiples actionneurs d’aubes de compresseur variables. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant les multiples actionneurs d’aubes de compresseur variables. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre au moins deux compresseurs, chaque compresseur ayant au moins une aube de compresseur variable et au moins un actionneur d’aube de compresseur variable qui lui est associé. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur d’aubes de compresseur variables de chaque compresseur. Le moteur peut comprendre un système de refroidissement de carter de turbine. La pluralité d’actionneurs peut comprendre un actionneur de refroidissement de carter de turbine. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur de refroidissement de carter de turbine. Un moteur à turbine à gaz d’aéronef comprend généralement de multiples servomoteurs (également appelés servos), un servo étant un actionneur rotatif ou linéaire qui permet une commande précise de la position angulaire ou linéaire, de la vitesse, et/ou de l’accélération dans un système mécanique. Dans un moteur donné, un, plusieurs, ou tous les servos présents peuvent être actionnés hydrauliquement par carburant. Un ou plusieurs des servomoteurs peuvent comprendre un capteur conçu pour fournir une rétroaction de position. Un dispositif de commande dédié peut être fourni pour le système de gestion de chaleur de moteur afin de commander les un ou plusieurs servomoteurs. Par exemple, le moteur peut comprendre un servomoteur dans une unité hydromécanique. La pluralité d’actionneurs peut comprendre au moins un actionneur configuré pour actionner le servomoteur dans l’unité hydromécanique. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur configuré pour actionner la vanne de servomoteur. Des composés aromatiques peuvent représenter moins de 5 % du volume du carburant. Le pouvoir calorifique du carburant peut être d’au moins 43,5 MJkg -1 . Le pouvoir calorifique du carburant peut être d’au moins 44 MJkg -1 . La teneur en soufre du carburant peut être inférieure à 15 parties par million. Le carburant peut être ou comprendre un carburant HEFA, c’est-à-dire un carburant fabriqué à partir d’esters et d’acides gras hydrotraités. L’arbre de cœur peut délivrer directement l’entraînement à la soufflante, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine à entraînement direct. Le moteur à turbine 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, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine avec réducteur. Le moteur du septième aspect peut comprendre de quelconques ou la totalité des caractéristiques du moteur du premier, troisième et/ou cinquième aspect, et peut être utilisé pour mettre en œuvre le procédé du deuxième, quatrième ou sixième aspect. Selon un huitième aspect de l’invention, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz pour un aéronef. Le moteur comprend : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le rapport de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs comprenant un actionneur d’aubes de compresseur variables ; et un système d’alimentation en carburant. Le rapport de dérivation est supérieur ou égal à 4 et peut être dans la plage allant de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 15. Le procédé comprend : la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion ; et la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur d’aubes de compresseur variables de la pluralité d’actionneurs. Le carburant est thermiquement stable à des températures dépassant 280 °C. Les procédés des deuxième, quatrième, sixième et huitième aspects peuvent être complémentaires, et peuvent être exécutés ensemble, ou dans une quelconque combinaison ou sous-combinaison, dans diverses mises en œuvre. Le procédé du huitième aspect peut être exécuté à l’aide du moteur du premier aspect, du troisième aspect, du cinquième aspect, ou du septième aspect. Selon un neuvième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef. Le moteur comprend : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où un rapport de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs ; un système d’alimentation en carburant, dans lequel le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion, et pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur de la pluralité d’actionneurs ; et au moins un échangeur de chaleur carburant-huile conçu pour être traversé par l’huile et le carburant, l’au moins un échangeur de chaleur étant conçu pour transférer la chaleur de l’huile au carburant. L’au moins un échangeur de chaleur est disposé de telle sorte que, en régime de croisière, la température du carburant à l’entrée de l’au moins un actionneur est supérieure d’au moins 5 °C à la température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion. Le rapport de dérivation est supérieur ou égal à 4, et peut être dans la plage allant de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 15. L’au moins un échangeur de chaleur peut être disposé de telle sorte que, en régime de croisière, la température du carburant à l’entrée de l’au moins un actionneur est supérieure d’au moins 7 °C, 10 °C, 12 °C, 15 °C, 20 °C, 25 °C, ou 30 °C à la température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion. L’arbre de cœur peut délivrer directement l’entraînement à la soufflante, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine à entraînement direct. Le moteur à turbine 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, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine avec réducteur. L’au moins un échangeur de chaleur peut comprendre un échangeur de chaleur carburant-huile primaire conçu pour chauffer au moins la majorité du carburant, et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire conçu pour fournir de la chaleur supplémentaire au carburant destiné à être fourni pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur hydraulique à carburant. Les échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire peuvent être commandés de telle sorte que, en conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : ait une valeur maximale d’au moins 0,35. Les échangeurs de chaleur primaire et secondaire peuvent être disposés de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est réglable pendant le fonctionnement du moteur. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre au moins l’un des éléments suivants pour permettre le réglage du rapport de transfert de chaleur en fonctionnement : (i) au moins une vanne de dérivation d’huile pouvant être commandée conçue pour permettre à l’huile de contourner au moins l’un des échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire ; et (ii) au moins une vanne de dérivation d’huile pouvant être commandée conçue pour permettre à l’huile d’être remise en circulation à travers au moins l’un des échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire. Le système d’alimentation en carburant peut comprendre une vanne opérationnelle pour permettre au carburant de contourner, ou d’être remis en circulation à travers, l’échangeur de chaleur primaire. Le système d’alimentation en carburant peut comprendre une vanne opérationnelle pour permettre au carburant de contourner, ou d’être remis en circulation à travers, l’échangeur de chaleur secondaire. Le moteur peut être conçu pour permettre que le rapport de transfert de chaleur soit réglé en fonction de la teneur en carburant d’aviation durable (SAF) du carburant. Un rapport de transfert de chaleur plus élevé peut être autorisé pour des teneurs en SAF plus élevées. Le système d’alimentation en carburant peut comprendre une source de carburant ou être relié à celle-ci. La source de carburant peut être située à l’extérieur du moteur (par exemple un réservoir dans le fuselage principal d’un aéronef ou sur une aile d’un aéronef) et peut ne pas faire partie du moteur. Le carburant fourni à l’au moins un actionneur pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur peut être fourni à la chambre de combustion après l’actionnement sans retourner à la source de carburant. Le carburant peut donc être remis en circulation autour du moteur, ou utilisé de multiples façons dans le moteur, sans être renvoyé dans un réservoir de carburant. Le carburant fourni à la chambre de combustion peut comprendre un mélange d’un carburant qui a traversé au moins un échangeur de chaleur carburant-huile et d’un carburant qui a contourné l’au moins un échangeur de chaleur carburant-huile. Le moteur du neuvième aspect peut comprendre de quelconques ou la totalité des caractéristiques du moteur du premier, troisième, cinquième et/ou septième aspect, et peut être utilisé pour mettre en œuvre le procédé du deuxième, quatrième, sixième, et/ou huitième aspect. Selon un dixième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz pour un aéronef. Le moteur comprend : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le rapport de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs ; un système d’alimentation en carburant, dans lequel le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion, et pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur de la pluralité d’actionneurs ; et au moins un échangeur de chaleur carburant-huile conçu pour être traversé par l’huile et le carburant, l’au moins un échangeur de chaleur étant conçu pour transférer la chaleur de l’huile au carburant. Le procédé comprend la commande de l’au moins un échangeur de chaleur de telle sorte que, en régime de croisière, la température du carburant à l’entrée de l’au moins un actionneur est supérieure d’au moins 5 °C à la température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage allant de 4 à 15. Le procédé peut comprendre la détermination d’au moins une caractéristique du carburant, et la commande d’une différence de température entre la température du carburant à l’entrée de l’au moins un actionneur et la température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion en fonction de l’au moins une caractéristique du carburant. Le système d’alimentation en carburant peut obtenir le carburant à partir d’une source de carburant telle qu’un réservoir de carburant d’avion (qui se trouve généralement à l’extérieur du moteur) ; et le procédé peut être de telle sorte que le carburant fourni à l’au moins un actionneur pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur est fourni à la chambre de combustion après l’actionnement sans retourner à la source de carburant. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre des échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire, et le procédé peut comprendre la commande des échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire de telle sorte que, dans des conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : ait une valeur maximale d’au moins 0,35. Le procédé peut comprendre la commande des échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur en fonction de la teneur en carburant d’aviation durable (SAF) du carburant. Les procédés des deuxième, quatrième, sixième, huitième, et dixième aspects peuvent être complémentaires, et peuvent être exécutés ensemble, ou dans une quelconque combinaison ou sous-combinaison, dans diverses mises en œuvre. Le procédé du dixième aspect peut être exécuté à l’aide du moteur du premier aspect, du troisième aspect, du cinquième aspect, du septième aspect, ou du neuvième aspect. On aura à l’esprit qu’une caractéristique décrite par rapport à un aspect peut être utilisée en combinaison avec un quelconque autre aspect, mutatis mutandis. Comme indiqué ailleurs ici, la présente description peut s’appliquer à une quelconque configuration pertinente d’un moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, un moteur à turbine à gaz à double flux, un moteur à turbine à gaz à rotor ouvert (dans lequel l’hélice n’est pas entourée par une nacelle), un moteur à turbopropulseur ou un turboréacteur. Un tel moteur quelconque peut être ou non pourvu d’une chambre de postcombustion. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, conçu pour des applications de génération de puissance terrestre ou marine. Un moteur à turbine à gaz en conformité avec un aspect quelconque de la présente description peut comprendre un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des pales de soufflante). Une telle soufflante peut être située en amont du cœur de moteur. En variante, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante située en aval du cœur de moteur, par exemple dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur (auquel cas la soufflante peut être dénommée hélice). Lorsque le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur, le moteur à turbine à gaz peut comprendre deux étages d’hélice contrarotatifs fixés à et entraînés par une turbine de puissance libre par l’intermédiaire d’un arbre. Les hélices peuvent tourner dans des sens opposés de sorte que l’une tourne dans le sens horaire et l’autre dans le sens anti-horaire autour de l’axe de rotation du moteur. En variante, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un étage d’hélice et un étage d’aubes directrices conçu en aval de l’étage d’hélice. L’étage d’aubes directrices peut être à pas variable. Ainsi, les turbines à haute pression, à pression intermédiaire et à puissance libre peuvent respectivement entraîner des hélices et des compresseurs à pression élevée et intermédiaire par des arbres d’interconnexion appropriés. Ainsi, les hélices peuvent fournir la majorité de la poussée de propulsion. Dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur, un ou plusieurs parmi les étages d’hélice peuvent être entraînés par un réducteur. Le réducteur peut être du type décrit ici. Un moteur selon la présente description peut être un moteur à double flux. Un tel moteur peut être un moteur à double flux à entraînement direct dans lequel la soufflante est directement reliée à la turbine d’entraînement de soufflante, par exemple sans réducteur, par l’intermédiaire d’un arbre de cœur. Dans un tel moteur à double flux à entraînement direct, la soufflante peut être dite rotative à la même vitesse de rotation que la turbine d’entraînement de soufflante. Strictement à titre d’exemple, la turbine d’entraînement de soufflante peut être une première turbine, l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur, et le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre une seconde turbine et un deuxième arbre de cœur reliant la seconde turbine au compresseur. La seconde turbine, le compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, la seconde turbine peut être positionnée axialement en amont de la première turbine. Un moteur selon la présente description peut être un moteur à double flux à engrenages. Dans un tel agencement, le moteur a une soufflante qui est entraînée par l’intermédiaire d’un réducteur. En conséquence, un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée de l’arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre de cœur. L'entrée vers le réducteur peut être directement à partir de l'arbre de cœur, ou indirectement à partir de l'arbre de cœur, par exemple par l'intermédiaire d'un arbre et/ou engrenage droits. L'arbre de cœur peut solidariser la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse plus basse). Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n'importe quel nombre souhaité d'arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d'exemple uniquement, la turbine reliée à l'arbre de cœur peut être une première turbine, le compresseur relié à l'arbre de cœur peut être un premier compresseur, et l'arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple par l'intermédiaire d'un conduit généralement annulaire) un écoulement depuis le premier compresseur. Le réducteur peut être agencé pour être entraîné par l'arbre de cœur qui est conçu pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre de cœur dans l'exemple ci-dessus). Par exemple, le réducteur peut être agencé pour être entraîné uniquement par l'arbre de cœur qui est conçu pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple uniquement par le premier arbre de cœur, et non le deuxième arbre de cœur, dans l'exemple ci-dessus). En variante, le réducteur peut être agencé pour être entraîné par n'importe quel ou n'importe quels arbres, par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l'exemple ci-dessus. Le réducteur peut être une boîte de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l'entrée depuis l'arbre de cœur). N'importe quel type de réducteur peut être utilisé. Par exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ou « en étoile », tel que décrit d'une manière plus détaillée ailleurs dans le présent document. Un tel réducteur peut être un étage unique. En variante, un tel réducteur peut être un réducteur composé, par exemple un réducteur planétaire composé (qui peut avoir l’entrée sur l’engrenage solaire et la sortie sur la couronne dentée, et donc être dénommé réducteur « en étoile composé »), par exemple à deux étages de réduction. Le réducteur peut avoir n'importe quel rapport de réduction souhaité (défini comme la vitesse de rotation de l'arbre d'entrée divisée par la vitesse de rotation de l'arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple dans la plage de 3 à 4,2 ou de 3,2 à 3,8, par exemple de l'ordre de ou d'au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2. Le rapport d'engrenage peut être, par exemple, entre deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente. Strictement à titre d’exemple, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,0 à 3,1. Strictement à titre d’exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ayant un rapport de réduction dans la plage de 3,6 à 4,2. Dans certains agencements, le rapport d'engrenage peut être à l'extérieur de ces plages. Dans n’importe quel moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, le carburant d’une composition ou d’un mélange donné est fourni à une chambre de combustion, qui peut être fournie en aval de la soufflante et du ou des compresseurs par rapport au trajet d’écoulement (par exemple axialement en aval). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) deuxième compresseur, lorsqu'un deuxième compresseur est fourni. À titre d'exemple supplémentaire, le flux à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l'entrée de la deuxième turbine, lorsqu'une deuxième turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbines. Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le deuxième compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d'aubes de rotor et une rangée d'aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (en ce que leur angle d'incidence peut être variable). La rangée d'aubes de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être axialement décalées l'une de l'autre. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à double flux à entraînement direct comprenant 13 ou 14 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut par exemple comprendre 3 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et soit 10 soit 11 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » (dans lequel la soufflante est entraînée par un premier arbre de cœur par l’intermédiaire d’une boîte de réduction) comprenant 11, 12 ou 13 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut comprendre 3 ou 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 8 ou 9 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 10 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’aubes de rotor et une rangée d’aubes de stator, ou inversement, selon le besoin. Les rangées respectives d’aubes de rotor et d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. La seconde turbine (ou « haute pression ») peut comprendre 2 étages dans n’importe quel agencement (par exemple, indépendamment du fait qu’il s’agisse d’un moteur à engrenages ou à entraînement direct). Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à entraînement direct comprenant une première turbine (ou « basse pression ») ayant 5, 6 ou 7 étages. En variante, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » comprenant une première turbine (ou « basse pression ») ayant 3 ou 4 étages. Chaque pale de soufflante peut être définie comme ayant une portée radiale s'étendant d'un pied (ou d'un moyeu) au niveau d'un emplacement radialement interne lavé par les gaz, ou une position de portée de 0 %, jusqu'à une pointe à une position de portée de 100 %. Le rapport du rayon de la pale de soufflante au niveau du moyeu au rayon de la pale de soufflante au niveau de la pointe peut être inférieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 ou 0,25. Le rapport du rayon de la pale de soufflante au niveau du moyeu au rayon de la pale de soufflante au niveau de la pointe peut être inclus dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,32, ou 0,29 à 0,30. Ces rapports peuvent être couramment désignés comme le rapport du moyeu à la pointe. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de la pointe peuvent l'un et l'autre être mesurés au niveau de la partie de bord d'attaque (ou axialement la plus en avant) de l'aube. Le rapport du moyeu à la pointe fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de la pale de soufflante, c'est-à-dire la partie radialement à l'extérieur d'une quelconque plate-forme. Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne médiane du moteur et la pointe d'une pale de soufflante au niveau de son bord d'attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement deux fois le rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 140 cm, 170 cm, 180 cm, 190 cm, 200 cm, 210 cm, 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage 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 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 3 600 à 3 900 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 pales de soufflante associées) tourne autour d'un axe de rotation. Cette rotation résulte en un déplacement de la pointe de la pale de soufflante avec une vitesse U pointe . Le travail accompli par les pales de soufflante sur le flux résulte en une augmentation d'enthalpie dH du flux. Une charge de pointe de soufflante peut être définie par dH/U pointe 2 , où dH est l'augmentation d'enthalpie (par exemple l'augmentation d'enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et U pointe est la vitesse (de translation) de la pointe de soufflante, par exemple au niveau du bord d'attaque de la pointe (qui peut être définie en tant que rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d'attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante aux conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les valeurs n’ayant pas de dimension). La charge de pointe de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0,28 à 0,31 ou de 0,29 à 0,3 (par exemple pour un moteur à turbine à gaz à engrenages). Des moteurs à turbine à gaz conformément à la présente description peuvent avoir n’importe quel rapport de dérivation (BPR) souhaité, où le rapport de dérivation est défini comme le rapport du débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation au débit massique de l’écoulement à travers le cœur. Dans certains agencements le rapport de dérivation aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) n’importe lequel des suivants : 9. 9,5, 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de dérivation aux conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 12 à 16, de 13 à 15, ou de 13 à 14. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de dérivation 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 dérivation 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 dérivation peut être au moins sensiblement annulaire. Le conduit de dérivation peut être radialement à l'extérieur du moteur de cœur. La surface radialement externe du conduit de dérivation peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. Le rapport de pression global (OPR) d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation en sortie du compresseur à pression la plus élevée (avant une entrée dans la chambre de combustion) à la pression de stagnation en amont de la soufflante. À titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) n’importe lequel des suivants : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 50 à 70. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 40 à 45. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 45 à 55. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. La poussée spécifique d'un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans certains exemples, une poussée spécifique peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fourni à la chambre de combustion. Aux conditions de croisière, la poussée spécifique d'un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s ou 80 Nkg -1 s. La poussée spécifique peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 80 Nkg -1 s à 100 Nkg -1 s, ou de 85 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 80 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 70 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 120 Nkg -1 s. Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d'exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d'au moins (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 100 kN, 110 kN, 120 kN, 130 kN, 135 kN, 140 kN, 145 kN, 150 kN, 155 kN, 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN, ou 550 kN. La poussée maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). À titre d’exemple non limitatif uniquement, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage de 155 kN à 170 kN, de 330 kN à 420 kN, ou de 350 kN à 400 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 140 kN à 160 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 150 kN à 200 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques types au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec le moteur statique. En cours d'utilisation, la température du flux à l'entrée de la turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, qui peut être dénommée TET, peut être mesurée en sortie de la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui elle-même peut être appelée aube directrice de tuyère. Dans certains exemples, la TET peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fourni à la chambre de combustion. Aux conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1520 K, 1530 K, 1540 K, 1550 K, 1600 K ou 1650 K. Ainsi, uniquement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1540 K à 1600 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage de 1 590 K à 1650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1600K à 1660K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1 590 K à 1 650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1570 K à 1630 K. La TET aux conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 1530 K à 1600 K. La TET maximale en utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K, 2000 K, 2050 K, ou 2100 K. Ainsi, uniquement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 1 890 K à 1 960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1 935 K à 1 995 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1950 K. La TET maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 1800 K à 1950 K, ou de 1900 K à 2000 K. La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (PMD). Une partie de pale de soufflante et/ou de profil aérodynamique d'une pale de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de n'importe quel matériau ou combinaison de matériaux approprié. Par exemple au moins une partie de la pale de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel qu’un composite à fibres de carbone. À titre d'exemple supplémentaire au moins une partie de la pale 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. La pale de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, la pale 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, la pale de soufflante peut avoir un corps à fibres de carbone ou à base d'aluminium (tel qu'un alliage aluminium-lithium) avec un bord d'attaque en titane. Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les pales de soufflante peuvent s'étendre, par exemple dans une direction radiale. Les pales de soufflante peuvent être reliées à la partie centrale de n'importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque pale 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 la pale de soufflante au moyeu/disque. À titre d’exemple supplémentaire, les pales de soufflante peuvent être formées de manière solidaire à une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné comme disque à aubage ou couronne à aubage. N'importe quel procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou une telle couronne à aubage. Par exemple, au moins une partie des pales de soufflante peut être usinée à partir d'un bloc et/ou au moins une partie des pales 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 dérivation 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 de pales de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 pales de soufflante. Lorsque les pales de soufflante ont un corps composite à fibres de carbone, il peut y avoir 16 ou 18 pales de soufflante. Lorsque les pales de soufflante ont un corps métallique (par exemple, alliage aluminium-lithium ou de titane), il peut y avoir 18, 20 ou 22 pales de soufflante. Tels qu’ils sont utilisés ici, les termes ralenti, roulage, décollage, montée, croisière, descente, approche, et atterrissage (ou une ou plusieurs parties de ceux-ci) ont la signification classique et seraient aisément compris par l’homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement que chaque terme se réfère à la totalité, ou une ou plusieurs parties, d’une phase de fonctionnement du moteur au sein d’une mission donnée d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. À ce titre, le ralenti au sol peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est stationnaire et au contact du sol, mais où il y a un besoin de roulage pour le moteur. Au ralenti, le moteur peut produire entre 3 % et 9 % de la poussée disponible du moteur. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 5 % et 8 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 7 % de la poussée disponible. Le roulage peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé le long du sol par la poussée produite par le moteur. Lors du roulage, le moteur peut produire entre 5 % et 15 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 12 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 7 % et 10 % de la poussée disponible. Le décollage peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. À un stade initial dans la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef est en contact avec le sol. À un stade ultérieur dans la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef n’est pas en contact avec le sol. Pendant le décollage, le moteur peut produire entre 90 % et 100 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 95 % et 100 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire 100 % de la poussée disponible. La montée peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. Lors de la montée, le moteur peut produire entre 75 % et 100 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 80 % et 95 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 85 % et 90 % de la poussée disponible. À cet égard, la montée peut se référer à une phase opérationnelle du cycle de vol d’un aéronef entre le décollage et l’arrivée aux conditions de croisière, l’arrivée aux conditions de croisière définissant ainsi le début de la phase de croisière, ou d’une partie de celle-ci, du vol de l’aéronef. En outre ou en variante, la montée peut se référer à un point nominal dans, ou une ou plusieurs périodes nominales pendant, un cycle de vol dʼaéronef entre le décollage et lʼatterrissage, où une augmentation relative de lʼaltitude est requise, ce qui peut nécessiter une demande supplémentaire de poussée du moteur. Telles qu’elles sont utilisées ici, les conditions de croisière, qui peuvent définir la phase de croisière (ou une partie de celle-ci) du vol de l’aéronef, ont une signification classique et sont facilement comprises par l’homme du métier. Dans certains exemples, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, des conditions de croisière peuvent se référer au point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d’une mission donnée (qui peut être désignée dans l’industrie comme « mission économique ») d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, la mi-croisière peut être envisagée comme 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). Les conditions de croisière peuvent donc définir un point de fonctionnement, une phase ou une partie de celui-ci, du vol qui fournit une poussée permettant d’assurer le fonctionnement en régime permanent (c’est-à-dire le maintien d’une altitude constante et/ou d’un nombre de Mach constant), ou au moins un fonctionnement en régime sensiblement permanent (c’est-à-dire le maintien d’une altitude au moins sensiblement constante et/ou d’un nombre de Mach au moins sensiblement constant) d’un aéronef auquel il est conçu pour être fixé, en tenant compte du nombre de moteurs dont est équipé 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 peut fournir la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime permanent, ou au moins un fonctionnement en régime sensiblement 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 peuvent être définies comme le 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, ou au moins un fonctionnement en régime sensiblement permanent, de l’aéronef auquel il est conçu pour être fixé à un nombre de Mach à mi-croisière donné) aux conditions atmosphériques à mi-croisière (définies par l’atmosphère type internationale selon la norme ISO 2533 à l’altitude à mi-croisière). Pour n’importe quel moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur aux conditions de croisière peut être clairement défini. Strictement à titre d'exemple, la vitesse avant à la condition de croisière peut être n'importe quel point dans la plage allant de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l'ordre de Mach 0,8, de l'ordre de Mach 0,85 ou dans la plage allant de 0,8 à 0,85. N'importe quelle vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie de la condition de croisière. Pour un certain aéronef, les conditions de croisière peuvent être à l'extérieur de ces plages, par exemple en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9. Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale, ISA) à une altitude qui est dans la plage allant de 10 000 m à 15 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 400 m à 11 600 m (à peu près 38 000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage allant de 10 600 m à 11 400 m, par exemple dans la plage allant de 10 700 m (à peu près 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage allant de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage allant de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l'ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types à n'importe quelle altitude donnée dans ces plages. Strictement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,8 et des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale) à une altitude de 35 000 pieds (10 668 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est, bien entendu, dépendant du moteur et de son application prévue et peut être, par exemple, une valeur dans la plage de 20 kN à 40 kN. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,85 et des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est bien entendu dépendant du moteur et de son application visée et peut être, par exemple, une valeur allant de 35 kN à 65 kN. En cours d'utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner aux conditions de croisière définies ailleurs dans le présent document. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d'un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion. En outre, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement que l’une ou l’autre, ou les deux, parmi une descente et une approche se réfèrent à une phase de fonctionnement au sein d’un cycle de vol d’aéronef entre la croisière et l’atterrissage de l’aéronef, l’approche en particulier faisant partie de la phase d’atterrissage et de décollage (LTO). Pendant l’une ou l’autre ou les deux parmi la descente et l’approche, le moteur peut produire entre 0 % et 50 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 25 % et 40 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 30 % et 35 % de la poussée disponible. En complément ou en variante, la descente peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol dʼaéronef entre le décollage et lʼatterrissage, où une diminution relative de lʼaltitude est requise, et qui peut nécessiter une demande de poussée réduite du moteur. Selon un aspect, on fournit un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L'aéronef selon cet aspect est l'aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être fixé. En conséquence, les conditions de croisière selon cet aspect peuvent correspondre à un point de fonctionnement, une phase, ou une partie de ceux-ci, du vol de l’aéronef, tel que défini ailleurs ici. Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être à n’importe quelle condition appropriée, qui peut être telle que définie ailleurs ici (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach). Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut comporter (ou peut être) un fonctionnement à une condition appropriée quelconque, par exemple à la mi-croisière de l’aéronef, telle que définie ailleurs ici. L'homme du métier comprendrait que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l'un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué à tout autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, toute caractéristique ou tout paramètre contenus ou décrits ici peuvent être appliqués à tout aspect et/ou combinés à une toute autre caractéristique ou tout autre paramètre décrit ici. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, tout paramètre ou toute valeur contenus ou décrits ici peuvent être appliqués et/ou combinés à un ou plusieurs quelconques autres paramètres et/ou une ou plusieurs quelconques autres valeurs décrits ici. Par exemple, un premier paramètre ou une première valeur contenus ou décrits ici (par exemple, le paramètre A) peuvent être appliqués et/ou combinés à un ou plusieurs quelconques autres paramètres et/ou une ou plusieurs quelconques autres valeurs contenus ou décrits ici (par exemple, un ou plusieurs paramètres B ; un paramètre C ; et un paramètre D, et ainsi de suite) pour exprimer un produit de leur relation. Par exemple, l’homme du métier comprendra que lorsque le paramètre A est décrit séparément du paramètre B, un produit de leur relation peut être exprimé, par exemple, par A/B, B/A, B*A, ou une quelconque autre application, combinaison, ou fonction du paramètre A par rapport au paramètre B, selon le besoin. Des modes de réalisation vont maintenant être décrits à titre d'exemple uniquement, en référence aux Figures, sur lesquelles : la FIG. 1 est une vue latérale en coupe d'un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 2 est une vue latérale en coupe rapprochée d’une partie amont d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ; la FIG. 3 est une vue partiellement écorchée d'un réducteur pour un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 4 est une vue latérale en coupe rapprochée d’une partie amont d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ; la FIG. 5 est une représentation d’un aéronef avec un système de propulsion comportant deux moteurs à turbine à gaz ; la FIG. 6 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant comprenant un actionneur hydraulique à carburant ; la FIG. 7 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant comprenant deux actionneurs hydrauliques à carburant ; la FIG. 8 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant comprenant un actionneur sélectivement hydraulique à carburant ; la FIG. 9 est une représentation schématique d’un autre système d’alimentation en carburant comprenant un actionneur sélectivement hydraulique à carburant ; la FIG. 10 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant comprenant deux actionneurs hydrauliques à carburant, dont l’un est un actionneur sélectivement hydraulique à carburant ; la FIG. 11 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant comprenant deux actionneurs sélectivement hydrauliques à carburant ; la FIG. 12 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant comprenant deux actionneurs sélectivement hydrauliques à carburant ; la FIG. 13 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant comprenant un actionneur sélectivement hydraulique à carburant ; la FIG. 14 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant supplémentaire comprenant un actionneur sélectivement hydraulique à carburant ; la FIG. 15 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant comprenant un actionneur sélectivement hydraulique à carburant fonctionnel pour commander une vanne dans un système de gestion de chaleur de moteur ; la FIG. 16 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant supplémentaire comprenant un actionneur sélectivement hydraulique à carburant fonctionnel pour commander une vanne dans un système de gestion de chaleur de moteur ; la FIG. 17 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant comprenant un actionneur sélectivement hydraulique à carburant fonctionnel pour commander une vanne dans un système de gestion de chaleur de générateur ; la FIG. 18 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant supplémentaire comprenant un actionneur sélectivement hydraulique à carburant fonctionnel pour commander une vanne dans un système de gestion de chaleur de générateur ; la FIG. 19 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant comprenant un actionneur sélectivement hydraulique à carburant et deux échangeurs de chaleur ; la FIG. 20 est un organigramme représentant un exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 21 est un organigramme représentant un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 22 est un organigramme représentant un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 23 est un organigramme représentant un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 24 est un organigramme représentant un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; et la FIG. 25 illustre un système d’alimentation en huile d’un moteur à turbine à gaz comprenant deux échangeurs de chaleur carburant-huile. La FIG. 1 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 dérivation B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un cœur 11 qui reçoit le flux d'air de cœur A. Le cœur de moteur 11 comprend, en série de flux axial, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine basse pression 19 et une tuyère d'échappement de cœur 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de dérivation 22 et une tuyère d'échappement de dérivation 18. Le flux d'air de dérivation B s'écoule à travers le conduit de dérivation 22. La soufflante 23 est fixée à, et entraînée par, la turbine basse pression 19 par l'intermédiaire d'un arbre 26 et d'un réducteur épicycloïdal 30. En cours d'utilisation, le flux d'air de cœur A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire a lieu. L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L’équipement de combustion 16 peut être dénommé la chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d'être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une certaine poussée de propulsion. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un arbre d'interconnexion approprié 27. La soufflante 23 agit généralement pour communiquer une pression accrue au flux d’air de dérivation B s’écoulant à travers le conduit de dérivation 22, de telle sorte que le flux d’air de dérivation B est évacué à travers la tuyère d’échappement de dérivation 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 FIG. 2 . La turbine basse pression 19 (voir FIG. 1 ) entraîne l'arbre 26, qui est accouplé à une roue solaire, ou engrenage solaire, 28 de l'agencement d'engrenage épicycloïdal 30. Radialement vers l'extérieur de l'engrenage solaire 28 et s'engrenant avec celui-ci, il y a une pluralité d'engrenages satellites 32 qui sont accouplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 force les engrenages satellites 32 à changer d'orientation autour de l'engrenage solaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque engrenage satellite 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est accouplé par l'intermédiaire de liaisons 36 à la soufflante 23 afin d'entraîner sa rotation autour de l'axe de moteur 9. Radialement vers l'extérieur des engrenages satellites 32 et s'engrenant avec ceux-ci, il y a un anneau ou couronne dentée 38 qui est accouplé, par l'intermédiaire de liaisons 40, à une structure de support stationnaire 24. Il convient de noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu'ils sont utilisés ici peuvent être pris pour indiquer les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c'est-à-dire n'incluant pas la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés ensemble par l'arbre d'interconnexion 26 avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur (c'est-à-dire n'incluant pas l'arbre de sortie de réducteur qui entraîne la soufflante 23). Dans une certaine littérature, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent en variante être connus sous le nom de « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu'une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être désignée comme premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression. Le réducteur épicycloïdal 30 est montré à titre d'exemple de façon plus détaillée sur la FIG. 3 . 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 FIG. 3 . 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. Des applications pratiques d'un réducteur épicycloïdal planétaire 30 comprennent généralement au moins trois engrenages satellites 32. Le réducteur épicycloïdal 30 illustré à titre d'exemple sur les Figures 2 et 3 est du type planétaire, en ce que le porte-satellites 34 est accouplé à un arbre de sortie par l'intermédiaire de liaisons 36, avec la couronne dentée 38 fixe. Cependant, n'importe quel autre type approprié de réducteur épicycloïdal 30 peut être utilisé. À titre d'exemple supplémentaire, le réducteur épicycloïdal 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) dentée 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne dentée 38. À titre d'autre exemple alternatif, le réducteur 30 peut être un réducteur différentiel dans lequel la couronne dentée 38 et le porte-satellites 34 sont l'un et l'autre autorisés à tourner. On aura à l'esprit que l'agencement montré sur les Figures 2 et 3 est à titre d'exemple uniquement, et que diverses alternatives sont dans le champ d'application de la présente description. Strictement à titre d'exemple, n'importe quel agencement approprié peut être utilisé pour positionner le réducteur 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier le réducteur 30 au moteur 10. À titre d'exemple supplémentaire, les connexions (telles que les liaisons 36, 40 sur l'exemple de la FIG. 2 ) 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 FIG. 2 . Par exemple, lorsque le réducteur 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l'homme du métier comprendrait aisément que l'agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de paliers serait typiquement différent de celui montré à titre d'exemple sur la FIG. 2 . Ainsi, la présente description s'étend à un moteur à turbine à gaz ayant n'importe quel agencement de styles de réducteur (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d'agencement d'arbres d'entrée et de sortie, et d'emplacements de paliers. Éventuellement, le réducteur peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un surpresseur). D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un autre nombre de compresseurs et/ou de turbines et/ou un autre nombre d'arbres d'interconnexion. À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz montré sur la FIG. 1 a une tuyère à flux divisé 18, 20 ce qui signifie que le flux à travers le conduit de dérivation 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 dérivation 22 et le flux à travers le cœur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à flux mélangé. La ou les deux tuyères (qu'elles soient à flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une aire fixe ou variable. À titre d’exemple supplémentaire, d’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent ne pas avoir de réducteur pour le ou les arbres principaux, étant plutôt des moteurs à entraînement direct. Une vue en coupe d’un tel moteur est montrée sur la FIG. 4 . En référence à la FIG. 4 , un moteur à turbine à gaz est généralement indiqué en 10, ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend, en série d’écoulement axial, une admission d’air 12, une soufflante de propulsion 23, un compresseur à pression intermédiaire 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine à pression intermédiaire 19a, une turbine basse pression 19 et une tuyère d’échappement 20. Une nacelle 21 entoure le moteur 10 et définit à la fois l’admission 12 et la buse d’échappement 20. En cours d’utilisation, l’air entrant dans l’admission 12 est accéléré par la soufflante 23 pour produire deux flux d’air : un flux d’air de cœur A et un flux d’air de dérivation B. Le flux d’air de cœur A s’écoule dans le compresseur à pression intermédiaire 14, et le flux d’air de dérivation B passe à travers un conduit de dérivation 22 pour fournir une poussée de propulsion. Le compresseur à pression intermédiaire 14 comprime le flux d’air A avant de délivrer cet air au compresseur haute pression 15 où une autre compression a lieu. L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L’équipement de combustion 16 peut être dénommé la chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression, à pression intermédiaire et basse pression 17, 19a, 19 avant d’être évacués à travers la buse 20 pour fournir une poussée de propulsion supplémentaire. Les turbines haute pression 17, à pression intermédiaire 19a et basse pression 19 entraînent respectivement le compresseur haute pression 15, le compresseur à pression intermédiaire 14 et la soufflante 23, chacun par un arbre d’interconnexion approprié. D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. À titre d’exemple, de tels moteurs peuvent avoir un nombre alternatif d’arbres d’interconnexion (par exemple deux) et/ou un nombre alternatif de compresseurs et/ou de turbines. En outre, le moteur peut comprendre un réducteur fourni dans la chaîne cinématique depuis une turbine à un compresseur et/ou une soufflante. Alors que l'exemple décrit se rapporte à un moteur à double flux, la description peut s'appliquer, par exemple, à n'importe quel type de moteur à turbine à gaz, tel qu'un rotor ouvert (dans lequel l'étage de soufflante n'est pas entouré par une nacelle) ou un turbopropulseur, par exemple. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre un réducteur 30. La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants de celui-ci, est définie par un système d'axes classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée sur l'axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction du bas vers le haut sur la FIG. 1 ) et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page sur la vue de la FIG. 1 ). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont mutuellement perpendiculaires. Le carburant F fourni à l’équipement de combustion 16 peut comprendre un carburant hydrocarboné à base fossile, tel que le kérosène. Ainsi, le carburant F peut comprendre des molécules d’une ou de plusieurs des familles chimiques de n-alcanes, iso-alcanes, cycloalcanes et aromatiques. En outre ou alternativement, lorsqu’il est mêlé à, mélangé à, ou remplacé par un carburant alternatif, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, autrement connus sous le nom de carburant d’aviation durable (SAF). Dans chacun des exemples fournis, le carburant F peut comprendre un ou plusieurs oligoéléments comportant, par exemple, du soufre, de l’azote, de l’oxygène, des substances inorganiques, et des métaux. Par SAF, l’homme du métier entend, par exemple, un biocarburant, un carburant d’aviation renouvelable, un carburéacteur renouvelable, un carburant ou biocarburéacteur alternatif, produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques. Les SAF sont couramment synthétisés à partir de gaz contenant du carbone extraits de l’atmosphère et/ou capturés lors de procédés industriels ; ou à partir d’une large plage de matières premières durables telles que, par exemple, les huiles et graisses usagées ; les déchets solides municipaux ; les déchets cellulosiques (tels que les tiges de maïs) ; les cultures de couverture telles que la caméline, la carinata et l’herbe aux écus ; les carburants alternatifs non biogènes ; le jatropha ; des halophytes et des algues, plutôt que des hydrocarbures d’origine fossile. Les SAF n’englobent pas les carburant fossiles. Les performances fonctionnelles dʼune composition de carburant donnée, ou d’un mélange de carburant F pour une utilisation dans une mission donnée, peuvent être définies, au moins en partie, par la capacité du carburant à traiter le cycle de Brayton du moteur à turbine à gaz 10. Les paramètres définissant les performances fonctionnelles peuvent comporter, par exemple, une énergie spécifique ; une densité d’énergie ; une stabilité thermique ; et, des émissions incluant des matières gazeuses et/ou particulaires. À cet égard, les émissions de matières particulaires peuvent comporter des particules de suie créées par la combustion dudit carburant F, également connues sous le nom de matières particulaires non volatiles (nvPM). Toute référence à la suie ou à la fumée ici peut également s’appliquer à d’autres types d’émissions de matières particulaires connues dans la technique. Les émissions gazeuses peuvent comporter un ou plusieurs parmi les oxydes d’azote (NOx) ; le monoxyde de carbone (CO) ; le dioxyde de carbone (CO 2) ; les hydrocarbures imbrûlés (UHC) ; les oxydes de soufre (SO) incluant, par exemple, le dioxyde de soufre (SO 2 ) et/ou le trioxyde de soufre (SO 3 ) ; et, les composés organiques volatils (COV) créés par la combustion dudit carburant F. Toute référence aux émissions gazeuses ici peut également s’appliquer à d’autres types d’émissions gazeuses connues dans la technique. Une énergie spécifique relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de masse), exprimée en MJ/kg, peut réduire au moins partiellement le poids de décollage, ce qui fournit potentiellement une amélioration relative du rendement du carburant. Une densité énergétique relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de volume), exprimée en MJ/L, peut réduire au moins partiellement le volume du carburant au décollage, ce qui peut être particulièrement important pour des missions limitées en volume ou des opérations militaires impliquant un ravitaillement. Une stabilité thermique relativement plus élevée (c’est-à-dire le fait d’inhiber la dégradation ou la cokéfaction du carburant sous contrainte thermique) peut permettre au carburant de subir des températures élevées dans le moteur et des injecteurs de carburant, fournissant ainsi potentiellement des améliorations relatives dans le rendement de la combustion. Les émissions réduites, comportant des matières particulaires, peuvent permettre une formation de traînée de condensation réduite, tout en réduisant l’impact environnemental d’une mission donnée. D’autres propriétés du carburant peuvent également être essentielles à des performances fonctionnelles. Par exemple, un point de congélation relativement plus faible (°C) peut permettre à des missions à longue portée d’optimiser les profils de vol ; les concentrations minimales aromatiques (%) peuvent assurer un gonflement suffisant de certains matériaux utilisés dans la construction de joints toriques et de joints préalablement exposés aux carburants à fort contenu aromatique ; et, une tension superficielle maximale (mN/m) peut assurer une rupture de pulvérisation et une atomisation suffisantes du carburant. Le rapport du nombre d’atomes d’hydrogène au nombre d’atomes de carbone dans une molécule peut influencer l’énergie spécifique d’une composition donnée, ou mélange de carburants. Les carburants présentant des rapports supérieurs d’atomes d’hydrogène aux atomes de carbone peuvent avoir des énergies spécifiques plus élevées en l’absence de souche de liaison. Par exemple, les carburants hydrocarbonés à base fossile peuvent comprendre des molécules ayant environ 7 à 18 carbones, avec une partie significative d’une composition donnée issue de molécules de 9 à 15 carbones, avec une moyenne de 12 carbones. Un certain nombre de mélanges de carburants d’aviation durable ont été approuvés pour être utilisés. Par exemple, certains mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange allant jusqu’à 10 % de carburant d’aviation durable, tandis que d’autres mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange compris entre 10 % et 50 % de carburant d’aviation durable (le reste comprenant un ou plusieurs carburants hydrocarbonés à base fossile, tels que le kérosène), avec des compositions supplémentaires en attente d’approbation. Cependant, il existe une prévision dans l’industrie de l’aviation selon laquelle des mélanges de carburants d’aviation durable, comprenant jusqu’à (et incluant) 100 % de carburant d’aviation durable (SAF), seront finalement approuvés pour une utilisation. Les carburants d’aviation durable peuvent comprendre un ou plusieurs parmi des n-alcanes, des iso-alcanes, des cycloalcanes et des aromatiques, et peuvent être produits, par exemple, à partir dʼun ou de plusieurs parmi un gaz de synthèse (gaz de synthèse) ; des lipides (par ex. matières grasses, huiles et graisses) ; des sucres ; et des alcools. Ainsi, les carburants d’aviation durable peuvent comprendre des teneurs en aromatique et/ou en soufre plus faibles, par rapport à des combustibles hydrocarbonés à base fossile. En outre ou en variante, des carburants d’aviation durable peuvent comprendre l’un et/ou l’autre parmi une teneur en iso-alcane et une teneur en cycloalcane plus élevées, par rapport à des carburants hydrocarbonés à base fossile. Dans certains exemples, des carburants d’aviation durable peuvent comprendre une densité comprise entre 90 % et 98 % de celle du kérosène et/ou un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % de celui du kérosène. Dans certains exemples, le ou les carburants d’aviation durable, ou le ou les mélanges fournis à l’équipement de combustion 16 peuvent avoir une teneur en aromatiques et/ou autres éléments non paraffiniques relativement plus faible que celle du kérosène. Le carburant d’aviation durable peut avoir une teneur en aromatiques de 30 %, 20 %, 15 %, 10 %, 8 %, 5 %, ou moins de 5 %, par exemple ; par exemple 4 %, 3 %, 2 %, 1 %, ou moins de 1 % ; par exemple 0,75 %, 0,5 %, 0,25 %, ou moins de 0,25 % ; par exemple 0,2 %, 0,1 %, ou moins de 0,1 % ; par exemple 0,01 %, 0,001 %, ou 0 %. La teneur en aromatiques du carburant d’aviation durable peut être comprise dans un chiffre inclus ou une plage incluses délimités par ou dans deux des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 13,5 %, 8,5 %, 2,5 %, 0,35 %, 0,15 %, 0,05 %, 0,005 % ou 0 % ; ou de 0 % à 0,75 %, de 0 % à 0,5 %, ou de 0,1 % à 0,25 % ; ou de 0,15 % à 0,65 %, 0,35 % à 0,55 %, ou 0,035 % à 0,055 % ; en fonction d’un ou plusieurs parmi une préférence, un stock ou fournisseur de carburant, et des variations de composition dedans. Grâce au moins en partie à la structure moléculaire de carburants d’aviation durables, des carburants d’aviation durables peuvent fournir des effets bénéfiques comportant, par exemple, une ou plusieurs parmi une énergie spécifique plus élevée (malgré, dans certains exemples, une densité d’énergie inférieure) ; une capacité thermique spécifique supérieure ; une stabilité thermique supérieure ; un pouvoir lubrifiant supérieur ; une viscosité inférieure ; une tension de surface inférieure ; un point de congélation inférieur ; des émissions de suie inférieures ; un niveau inférieur de NOx ; et, des émissions de CO 2 plus faibles, par rapport à des carburants hydrocarbonés d’origine fossile (par exemple lorsqu’ils sont mis en combustion dans l’équipement de combustion 16). Ainsi, par rapport aux carburants hydrocarbonés à base fossile, tels que le kérosène, les carburants d’aviation durables peuvent conduire à l’une ou l’autre ou aux deux parmi une diminution relative de la consommation spécifique de carburant et une diminution relative des coûts de maintenance. Tel que représenté sur la FIG. 5 , un aéronef 1 peut comprendre plusieurs réservoirs de carburant 50, 53a, b ; par exemple un réservoir de carburant primaire plus grand 50 situé dans le fuselage d’aéronef, et un réservoir de carburant plus petit 53a, 53b situé dans chaque aile. Dans d’autres exemples, un aéronef 1 peut ne comporter qu’un seul réservoir de carburant 50, et/ou les réservoirs de carburant d’ailes 53a, b peuvent être plus grands que le réservoir de carburant central 50, ou aucun réservoir de carburant central 50 ne peut être prévu (tout le carburant étant stocké à la place dans les ailes de l’aéronef) – on aura à l’esprit que de nombreux agencements de réservoirs différents sont envisagés et que les exemples qui ont été illustrés sont prévus dans un souci de facilité de description et non destinés à être limitatifs. La FIG. 5 montre un aéronef 1 avec un système de propulsion 2 comprenant deux moteurs à turbine à gaz 10. Les moteurs à turbine à gaz 10 sont alimentés en carburant provenant d’un système d’alimentation en carburant à bord de l’aéronef 1. Le système d’alimentation en carburant de l’exemple illustré comprend une seule source de carburant. Au sens de la présente demande, le terme « source de carburant » signifie soit 1) un seul réservoir de carburant soit 2) une pluralité de réservoirs de carburant qui sont interconnectés fluidiquement. Chaque source de carburant est conçue pour fournir une source séparée de carburant (c’est-à-dire qu’une première source de carburant peut contenir un premier carburant ayant une ou des caractéristiques différentes d’un second carburant contenu dans une deuxième source de carburant). Les première et deuxième sources de carburant ne sont donc pas accouplées fluidiquement l’une à l’autre de manière à séparer les différents carburants (du moins dans des conditions de fonctionnement normales). L’utilisation de plusieurs sources de carburant permet à un aéronef 1 de transporter plusieurs carburants différents, et de changer le carburant utilisé en cours de fonctionnement, et éventuellement même en croisière ou lors du changement d’un étage de fonctionnement à l’autre en cours de vol. Dans les présents exemples, la première (et, dans ces exemples, unique) source de carburant comprend un réservoir de carburant central 50, situé principalement dans le fuselage de l’aéronef 1 et une pluralité de réservoirs de carburant d’ailes 53a, 53b, où au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile bâbord et au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile tribord pour l’équilibrage. Tous les réservoirs 50, 53a, b sont reliés fluidiquement dans l’exemple représenté, formant ainsi une seule source de carburant. Chacun parmi le réservoir de carburant central 50 et les réservoirs de carburant d’ailes 53a, b peut comprendre une pluralité de réservoirs de carburant interconnectés fluidiquement. Dans un autre exemple, les réservoirs de carburant d’aile 53a, 53b peuvent ne pas être reliés fluidiquement au réservoir central 50, formant ainsi une deuxième source de carburant séparée. À des fins d’équilibrage, un ou plusieurs réservoirs de carburant de l’aile bâbord peuvent être reliés fluidiquement à un ou plusieurs réservoirs de carburant de l’aile tribord. Cela peut se faire soit par l’intermédiaire d’un réservoir de carburant central (si ce réservoir ne fait pas partie de l’autre source de carburant), soit en contournant le ou les réservoirs de carburant centraux, soit les deux (pour une flexibilité et une sécurité maximales). Dans un autre exemple, la première source de carburant comprend des réservoirs de carburant d’aile 53 et un réservoir de carburant central 50, tandis qu’une deuxième source de carburant comprend un autre réservoir de carburant central séparé. L’interconnexion fluidique entre les réservoirs de carburant d’ailes et le réservoir de carburant central de la première source de carburant peut être fournie pour l’équilibrage de l’aéronef 1. Dans les aéronefs 1 dotés de plusieurs sources de carburant, deux ou plusieurs des sources de carburant peuvent donc contenir des carburants différents les uns des autres, de telle sorte que l’aéronef 1 puisse changer de carburant en cours de vol. Il peut donc être plus complexe de déterminer quel carburant est fourni à la chambre de combustion 16 que de simplement enregistrer une seule identité d’un carburant à bord de l’aéronef 1, ou de procéder à une vérification au moment du démarrage. Dans certains exemples, la répartition de réservoirs de carburant 50, 53 disponibles sur l’aéronef 1 peut être limitée de telle sorte que la première source de carburant et la deuxième source de carburant soient chacune sensiblement symétriques par rapport à l’axe central de l’aéronef. Dans les cas où une répartition asymétrique des réservoirs de carburant est autorisée, un moyen approprié de transfert de carburant est généralement fourni entre les réservoirs de carburant de la première source de carburant et/ou entre les réservoirs de carburant de la deuxième source de carburant de telle sorte que la position du centre de masse de l’aéronef puisse être maintenue dans des limites latérales acceptables pendant toute la durée du vol. Les aéronefs font généralement le plein dans plusieurs aéroports différents, par exemple au début et à la fin d’un vol long-courrier. Bien qu’il existe des normes auxquelles tous les carburants d’aviation doivent se conformer, comme indiqué ci-dessus, les différents carburants d’aviation ont des compositions différentes, par exemple en fonction de leur source (par ex. différentes sources de pétrole, biocarburants ou autres carburants d’aviation synthétiques (souvent décrits comme de carburants d’aviation durable, SAF), et/ou mélanges de carburants à base de pétrole, et d’autres carburants) et de tout additif inclus (par exemple tels que des antioxydants et des désactivateurs de mérapport, des biocides, des réducteurs d’électricité statique, des inhibiteurs de givrage, des inhibiteurs de corrosion) et de quelconques impuretés. La composition du carburant d’aviation disponible peut non seulement varier d’un aéroport à l’autre et d’un fournisseur de carburant à l’autre, mais aussi d’un lot à l’autre, même pour un aéroport ou un fournisseur de carburant donné. En outre, les réservoirs de carburant 50, 53 de l’aéronef 1 ne sont habituellement pas vidés avant d’être remplis pour un vol ultérieur, ce qui entraîne des mélanges de différents carburants dans les réservoirs, un carburant de composition différente étant effectivement obtenu du mélange. Un ou plusieurs orifices de carburant 62 peuvent être fournis pour le ravitaillement. La FIG. 6 est une représentation schématique d’une partie d’un système d’alimentation en carburant 152 d’un moteur à turbine à gaz 10. Le système d’alimentation en carburant 152 comprend une voie principale d’écoulement du carburant 110 allant du réservoir de carburant 50 à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10, et diverses voies de ramification du carburant qui prennent ou renvoient du carburant à/vers cette voie principale d’écoulement de carburant 110. La voie principale d’écoulement de carburant 110 du système d’alimentation en carburant 152 sert de source de carburant pour les systèmes hydrauliques à carburant. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend une chambre de combustion 16 et un actionneur 154. Les flèches en pointillé de la FIG. 6 représentent la direction de l’écoulement de carburant. Une ou plusieurs conduites de carburant 159, 160 sont fournies pour alimenter en carburant un actionneur 154, afin de l’actionner hydrauliquement par carburant. Le système d’alimentation en carburant 152 est conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion 16. On aura à l’esprit qu’un ou plusieurs vannes, pompes, capteurs, prélèvements pour les actionneurs hydrauliques à carburant de carburant, et échangeurs de chaleur puissent être présents le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110, entre autres composants du moteur. Le carburant est fourni à la chambre de combustion 16 directement par le biais de la conduite 110a, après avoir traversé le composant du moteur le plus en aval le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110. Le carburant acheminé par les conduites 159 et 160 est utilisé pour entraîner (c’est-à-dire actionner) l’actionneur 154. En tant que tel, l’actionneur 154 est entraîné hydrauliquement par carburant. Le terme « hydraulique à carburant » utilisé ici se réfère au fonctionnement hydraulique d’un actionneur dont le liquide hydraulique est un carburant. Les actionneurs à entraînement hydraulique à carburant peuvent être appelés ici « actionneurs hydrauliques à carburant ». Dans l’exemple illustré à la FIG. 6 , le carburant est acheminé vers l’actionneur 154 depuis la voie d’écoulement de carburant 110 par le biais de la conduite 159. Après avoir été utilisé pour l’entraînement hydraulique à carburant de l’actionneur 154, le carburant est renvoyé dans la voie principale d’écoulement de carburant 110, par le biais de la conduite 160, et peut ensuite être distribué à la chambre de combustion 16. La conduite de retour de carburant 160 peut comprendre une vanne configurée pour réguler le retour d’écoulement de carburant vers la voie principale de carburant 110, et la vanne peut elle-même être utilisée à l’aide d’un actionneur hydraulique à carburant. La conduite de retour de carburant 160 peut diriger le carburant vers un endroit le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 qui est avant ou après un ou plusieurs échangeurs de chaleur de la voie principale d’écoulement de carburant 110. La conduite de retour de carburant 160 peut renvoyer le carburant au réservoir de carburant. La vanne peut être une vanne de retour au réservoir de carburant dans de telles mises en œuvre. La vanne de retour au réservoir de carburant peut être commandée à l’aide d’un actionneur de retour au réservoir de carburant. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour alimenter en carburant l’actionneur de retour au réservoir de carburant pour l’entraîner hydrauliquement par carburant. Une fois que le carburant atteint la chambre de combustion 16, il est brûlé pour fournir une poussée, comme expliqué en lien avec la FIG. 1 . La FIG. 6 montre un seul actionneur hydraulique à carburant 154 sur la boucle d’écoulement de carburant 159, 160. Dans d’autres modes de réalisation, plusieurs actionneurs hydrauliques à carburant 154 peuvent être situés sur une seule boucle d’écoulement de carburant 159, 160, utilisant du carburant prélevé en un seul point le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110. Les multiples actionneurs peuvent être agencés en série par rapport à l’écoulement de carburant (de telle sorte que tout le carburant dans le tuyau de prélèvement 159 passe par tous les actionneurs, à tour de rôle) ou en parallèle par rapport à l’écoulement de carburant (le tuyau de prélèvement 159 se ramifiant et un ou plusieurs actionneurs se trouvant sur chaque ramification). La FIG. 7 est une représentation schématique d’une autre partie d’un système d’alimentation en carburant 152 d’un moteur à turbine à gaz 10. Le système d’alimentation en carburant 152 comprend une source de carburant 50, 53, qui peut être un réservoir de carburant unique ou des réservoirs de carburant multiples, et une voie d’écoulement de carburant 110 entre la source de carburant 50, 53 et la chambre de combustion 16. Le système d’alimentation en carburant 152 illustré comprend deux actionneurs 254a, b, chacun sur une boucle d’évacuation de carburant séparée de la voie principale d’écoulement de carburant 110. Les flèches en pointillé de la FIG. 7 représentent la direction de l’écoulement de carburant. Les deux actionneurs 254a, b sont entraînés hydrauliquement par carburant. C’est-à-dire que les deux actionneurs 254a, b sont actionnés hydrauliquement en utilisant le carburant de la source 50, 53 en guise de liquide hydraulique. Le carburant est acheminé depuis la voie principale 110 vers les actionneurs 254a, b respectivement par le biais des conduites 259a, b. Une fois que le carburant a été utilisé pour entraîner les actionneurs 254a, b, il retourne dans la voie principale d’écoulement de carburant 110 par le biais des conduites 260a, b. Seuls deux actionneurs 254a, b sont représentés à la FIG. 7 mais, dans d’autres mises en œuvre, une quelconque pluralité d’actionneurs peut être entraînée hydrauliquement par carburant. Dans certains modes de réalisation, le moteur à turbine à gaz 10 peut comprendre une pluralité d’actionneurs à entraînement hydraulique à carburant et une pluralité d’actionneurs qui ne sont pas à entraînement hydraulique à carburant. La FIG. 7 montre un seul actionneur hydraulique à carburant 254 sur chaque boucle d’écoulement de carburant. Dans d’autres modes de réalisation, de multiples actionneurs hydrauliques à carburant 254 peuvent être situés sur une ou plusieurs des multiples boucles d’écoulement de carburant. Les multiples actionneurs peuvent être agencés en série par rapport à l’écoulement de carburant (de telle sorte que tout le carburant dans le tuyau de prélèvement 159 passe par tous les actionneurs, à tour de rôle) ou en parallèle par rapport à l’écoulement de carburant (le tuyau de prélèvement 159 se ramifiant et un ou plusieurs actionneurs se trouvant sur chaque ramification). Dans divers modes de réalisation, le moteur à turbine à gaz 10 comprend au moins dix, onze, douze, treize, quatorze, quinze, seize, dix-sept, ou dix-huit actionneurs hydrauliques à carburant. Dans certains modes de réalisation, chaque actionneur peut avoir son propre tuyau de prélèvement de carburant 159, 259 à partir de la voie principale d’écoulement de carburant 110, de telle sorte qu’il dispose de sa propre boucle d’écoulement de carburant. Dans d’autres agencements, deux ou plusieurs de ces actionneurs peuvent être situés sur la même boucle d’écoulement de carburant hors de la voie principale d’écoulement de carburant 110. Dans certains agencements, la plupart ou la totalité des actionneurs hydrauliques à carburant peuvent être situés sur la même boucle d’écoulement de carburant hors de la voie principale d’écoulement de carburant 110. Dans divers modes de réalisation, le moteur à turbine à gaz 10 comprend un ou plusieurs systèmes de moteurs actionnés. Chaque système de moteur actionné peut comprendre un ou plusieurs actionneurs individuels. Un « système de moteur actionné » (également appelé « système actionné ») se réfère à un groupe d’actionneurs utilisés conjointement pour commander un système spécifique, ou exécuter une fonction particulière, dans le moteur 10. Un système actionné peut être décrit « hydraulique à carburant » si au moins l’un de ses actionneurs est hydraulique à carburant. La FIG. 8 montre un système d’alimentation en carburant 152 comprenant un actionneur 354. La FIG. 8 est une représentation schématique d’une autre partie d’un système d’alimentation en carburant 152 d’un moteur à turbine à gaz 10. Le système d’alimentation en carburant 152 comprend une source de carburant 50, 53, qui peut être un réservoir de carburant unique ou des réservoirs de carburant multiples, et une voie d’écoulement de carburant 110 entre la source de carburant 50, 53 et la chambre de combustion 16. Le système d’alimentation en carburant 152 illustré comprend un actionneur 354 sur une boucle de prélèvement de carburant à partir de la voie principale d’écoulement de carburant 110. Les flèches en pointillé de la FIG. 8 représentent la direction de l’écoulement de carburant. Le système d’alimentation en carburant 152 de la FIG. 8 comprend une vanne 304. La vanne 304 est configurée pour diriger le carburant par le biais de la conduite 361 ou la conduite 360. La conduite 306 comprend l’actionneur 354, le carburant acheminé par le biais de la conduite 306 entraîne donc hydrauliquement par carburant l’actionneur 354, puis est renvoyé dans la voie principale d’écoulement de carburant 110. Le carburant acheminé par le biais de la conduite 361 retourne directement dans la voie principale d’écoulement de carburant 110, sans entraîner d’actionneur. La vanne 304 peut elle-même être commandée à l’aide d’un autre actionneur hydraulique à carburant. La vanne 304 peut être commandée, ce qui signifie que le système d’alimentation en carburant 152 est conçu pour être commandé pour choisir entre : • le fait d’amener le carburant à actionner l’actionneur 354 (le carburant s’écoule par le biais de la conduite 360) ; et • le fait d’amener le carburant à contourner l’au moins un actionneur 354 (le carburant s’écoule par le biais de la conduite 361). Dans certaines mises en œuvre, la vanne 304 est commandée par le biais d’un actionneur en fonction de la sortie d’un processeur ou d’un autre dispositif de commande. La vanne 304 peut être commandée en fonction de la teneur en carburant d’aviation durable (SAF) du carburant. Dans certaines mises en œuvre, la vanne 304 peut être remplacée par une quelconque autre solution appropriée pour réguler l’écoulement de carburant entre deux conduites 360, 361. Le système d’alimentation en carburant 152 peut être conçu pour choisir entre : • le fait d’amener le carburant à actionner l’actionneur 354 (par le biais de la conduite 360) ; et • le fait d’amener le carburant à contourner l’au moins un actionneur 354 (par le biais de la conduite 361). Le choix peut se faire en fonction de si la teneur en carburant d’aviation durable (SAF) du carburant dépasse ou non un seuil. Par exemple, le système d’alimentation en carburant 152 peut être conçu pour que le carburant actionne l’actionneur 354 (par le biais de la conduite 360) lorsque la teneur en SAF du carburant dépasse 25 %, 30 %, 35 %, 40 %, 45 %, 50 %, 55 %, 60 %. 65 %, 70 %, 75 %, 80 %, 85 %, 90 % ou 95 % de concentration en volume. Le système d’alimentation en carburant peut commander le carburant de manière binaire de telle sorte que tout le carburant atteignant la vanne 304 est dirigé dans l’une de la conduite 360 et de la conduite 361. Dans d’autres mises en œuvre, le carburant peut être réparti entre la conduite 360 et la conduite 361, par exemple. Pour déterminer la teneur en SAF du carburant, le système d’alimentation en carburant 152 peut comprendre un capteur. Le capteur peut être positionné juste avant la vanne 304. Dans d’autres mises en œuvre, le capteur peut être positionné en amont de la vanne 304 dans la voie principale d’écoulement de carburant 110. Dans d’autres agencements, la teneur en SAF du carburant est mesurée, ou calculée, ou fournie d’une autre manière, lorsque le carburant est introduit dans la source de carburant 50, 53. Par exemple, les informations sur la teneur en SAF d’un ou de plusieurs carburants stockés dans l’aéronef 1 peuvent être communiquées électroniquement à, ou saisies manuellement dans l’interface utilisateur de, un dispositif de commande embarqué ou un autre système informatique. On aura à l’esprit qu’une quelconque approche appropriée connue dans la technique pour déterminer la teneur en SAF du carburant peut être utilisée. La FIG. 9 est une représentation schématique d’une autre partie d’un système d’alimentation en carburant 152 d’un moteur à turbine à gaz 10. Le système d’alimentation en carburant 152 est similaire au système d’alimentation en carburant 152 de la FIG. 8 , mais la conduite 361 qui renvoyait le carburant vers la voie principale d’écoulement de carburant 110 est remplacée par la conduite 362 qui dirige le carburant vers la chambre de combustion 16. La vanne 304 dirige le carburant par le biais de l’une des conduites 360 et 362. La conduite 362 dirige le carburant de telle sorte qu’il contourne l’actionneur 354 et se rende à la chambre de combustion 16 sans retourner dans la voie principale d’écoulement de carburant 110. La conduite 362 peut comprendre une ou plusieurs pompes ou vannes configurées pour réguler la pression et le débit du carburant vers la chambre de combustion 16. Dans les mises en œuvre des figures 8 et 9, l’actionneur 354 peut être configuré de telle sorte que, lorsque la vanne 304 dirige le carburant de manière à contourner l’actionneur 354, l’actionneur 354 est entraîné de manière non hydraulique à carburant. Par exemple, l’actionneur 354 peut être entraîné à l’aide d’un liquide non hydraulique à carburant ou à l’aide de signaux électriques. La FIG. 10 est une représentation schématique d’une autre partie d’un système d’alimentation en carburant 152 d’un moteur à turbine à gaz 10. Le système d’alimentation en carburant 152 comprend une source de carburant 50, 53, qui peut être un réservoir de carburant unique ou des réservoirs de carburant multiples, et une voie d’écoulement de carburant 110 entre la source de carburant 50, 53 et la chambre de combustion 16. Le système d’alimentation en carburant 152 illustré comprend deux actionneurs 454a, b, chaque actionneur 454a, b étant positionné sur une boucle de prélèvement de carburant respective à partir de la voie principale d’écoulement de carburant 110. Les flèches en pointillé de la FIG. 10 représentent la direction de l’écoulement de carburant. Le premier actionneur 454a est positionné en aval d’une vanne 404 située sur sa boucle de prélèvement de carburant respective. La vanne 404 est configurée pour diriger le carburant par le biais de la conduite 461 pour contourner l’actionneur (retournant directement dans la voie principale d’écoulement de carburant 110) ou la conduite 460a pour actionner hydrauliquement par carburant l’actionneur 454a (et retourner ensuite dans la voie principale d’écoulement de carburant 110). La vanne 404 est disposée de manière similaire à la vanne 304 de la FIG. 8 mais, dans d’autres mises en œuvre, la vanne 404 peut être disposée de manière similaire à la vanne 304 de la FIG. 9 de telle sorte que le carburant contournant l’actionneur est à la place envoyé directement à la chambre de combustion 16. Dans d’autres mises en œuvre encore, tout le carburant prélevé dans la voie principale d’écoulement de carburant 110 et envoyé à la vanne 304, 404 peut être envoyé à la chambre de combustion 16, soit directement, soit après avoir traversé l’actionneur 354, 454a. L’actionneur 454a est donc sélectivement entraîné hydrauliquement par carburant. Dans d’autres mises en œuvre encore, la vanne sélectivement entraînée hydrauliquement par carburant 354, 454a peut ne pas être associée à de multiples itinéraires de carburant ; au lieu de cela, la vanne 304, 404 peut être conçue pour empêcher tout carburant de quitter la voie principale d’écoulement de carburant pour se diriger vers cet actionneur lorsque l’actionneur 354, 454a ne doit pas être entraîné hydrauliquement par carburant. L’écoulement dans une boucle simple peut donc être démarré ou arrêté par la vanne 304, 404 plutôt que d’utiliser la vanne pour dévier l’écoulement de carburant entre deux embranchements différents de la voie principale. De manière similaire pour des mises en œuvre dans lesquelles le même point de prélèvement du carburant de la voie principale d’écoulement de carburant 110 est utilisé pour alimenter de multiples actionneurs hydrauliques à carburant, une vanne pouvant être commandée conçue pour permettre ou empêcher le carburant d’atteindre un actionneur donné peut soit (i) détourner le carburant prévu pour cet actionneur le long d’un itinéraire de dérivation dédié lorsque cet actionneur ne doit pas être entraîné hydrauliquement par carburant, soit (ii) bloquer simplement un quelconque itinéraire vers cet actionneur, de sorte que le carburant qui autrement se serait écoulé vers cet actionneur s’écoule vers un ou plusieurs autres actionneurs alimentés par le même point de prélèvement. Le choix de ne pas actionner un actionneur hydrauliquement par carburant peut donc augmenter le débit de carburant vers un ou plusieurs autres actionneurs, à moins que l’écoulement total dans la partie de prélèvement des conduites de carburant ne soit également commandé. Le deuxième actionneur 454b de l’exemple de la FIG. 10 est situé sur une boucle d’écoulement de carburant séparée du premier actionneur 454a et le carburant est prélevé en un point différent de la voie principale d’écoulement de carburant 110. Le deuxième actionneur 454b est conçu pour être entraîné en permanence hydrauliquement par carburant (il n’a qu’un seul mode d’actionnement). Bien que la mise en œuvre de la FIG. 10 montre un actionneur 454a à entraînement sélectif et un actionneur 454b toujours à entraînement hydraulique à carburant, dans d’autres mises en œuvre, le système d’alimentation en carburant 152 peut comprendre un nombre quelconque d’actionneurs, et un quelconque de ces actionneurs peut être hydraulique à carburant, non hydraulique à carburant, ou sélectivement hydraulique à carburant. Un nombre quelconque d’actionneurs peut être contenu dans la même boucle d’écoulement de carburant. Les actionneurs décrits ci-dessus peuvent être n’importe quel actionneur utilisé par le moteur 10. Divers actionneurs spécifiques pouvant être entraînés hydrauliquement par carburant sont décrits ci-dessous. Les systèmes d’actionnement décrits ici peuvent être n’importe quel système d’actionnement utilisé par l’aéronef. Divers systèmes d’actionnement spécifiques pouvant être entraînés hydrauliquement par carburant sont décrits ci-dessous. On aura à l’esprit que les modes de réalisation spécifiques énumérés sont décrits à titre d’exemple uniquement, et que l’étendue de la protection n’est limitée que par les revendications. Un exemple d’un système actionné est un système de refroidissement de carter de turbine (TCC). Les moteurs à turbine 10 comprennent typiquement un carter entourant la turbine 17, 19 et un système TCC est utilisé pour refroidir sélectivement ce carter. Ce refroidissement peut être utilisé pour commander des jeux entre l’extrémité du rotor et celle du stator en réduisant la dilatation thermique. Un système TCC comprend une ou plusieurs vannes opérationnelles pour moduler l’écoulement de l’air de prélèvement du compresseur 17, 19 du moteur de part et d’autres du carter pour fournir un refroidissement. Dans les moteurs 10 dotés de multiples compresseurs 17, 19, un système TCC peut être fourni pour une, certaines, ou toutes les turbines. La ou les vannes du ou des systèmes TCC peuvent être utilisées par le biais d’un actionneur. Chaque vanne peut avoir un actionneur dédié, ou un actionneur peut commander de multiples vannes. Dans diverses mises en œuvre, un ou plusieurs des actionneurs d’un système TCC sont entraînés hydrauliquement par carburant. Dans une ou plusieurs mises en œuvre, le système d’alimentation en carburant peut être agencé de manière à contourner sélectivement ou à actionner hydrauliquement par carburant un ou plusieurs actionneurs du système TCC. La FIG. 11 est une représentation schématique d’une partie d’un système d’alimentation en carburant 152 d’un moteur à turbine à gaz 10. Le système d’alimentation en carburant 152 comprend un système TCC 554 comprenant deux actionneurs 554a, b, chaque actionneur 554a, b étant configuré pour commander une vanne correspondante 554a’, b’ du système TCC. Les vannes 255a’, b’ peuvent fournir de l’air froid pour refroidir le carter de turbine. Le système d’alimentation en carburant 152 de la FIG. 11 est conçu pour fournir du carburant à partir de la source de carburant 50, 53 à la chambre de combustion 16 et pour entraîner hydrauliquement par carburant les actionneurs 554a, b. Tel que décrit ci-dessus, le système d’alimentation en carburant 152 est conçu pour actionner ou contourner sélectivement les actionneurs 554a, b par l’intermédiaire de vannes associées 504a, b. Dans d’autres mises en œuvre, une seule vanne peut être utilisée pour actionner ou contourner sélectivement les actionneurs 554a, b. Les actionneurs 554a, b sont disposés dans différentes boucles d’écoulement de carburant dans la mise en œuvre illustrée à la FIG. 11 . Dans d’autres mises en œuvre, les actionneurs 554a, b peuvent être disposés sur la même boucle d’écoulement de carburant, et peuvent être disposés en série ou en parallèle sur cette boucle. Un autre exemple de système actionné utilisé dans les moteurs à turbine 10 est un système de prélèvement d’air. Les systèmes de prélèvement d’air redirigent l’air de prélèvement (par exemple l’air comprimé provenant du compresseur 14, 15, ou d’ailleurs, par exemple d’une APU) pour une utilisation dans d’autres systèmes. L’air de prélèvement est utile dans divers systèmes en raison de sa température et de sa pression relativement élevées. Les systèmes de prélèvement d’air peuvent être appelés « systèmes de prélèvement d’air de moteur » (EBAS). Les systèmes de prélèvement d’air peuvent être utilisés pour commander la climatisation dans la cabine d’un aéronef 1. Dans ces systèmes, l’air de prélèvement est filtré et refroidi (par le biais d’une dilatation et/ou d’un échange de chaleur par exemple, avec l’air atmosphérique) à l’aide d’un groupe de conditionnement (groupes de conditionnement ou les kits de conditionnement d’air de pressurisation (PACKS) sont deux expressions acceptées). Les groupes de conditionnement d’air sont utilisés pour refroidir et, le cas échéant, déshumidifier l’air de prélèvement du moteur ou de l’APU avant qu’il ne soit envoyé dans la cabine de l’aéronef. De tels systèmes comprennent une ou plusieurs vannes et un ou plusieurs actionneurs. L’air de prélèvement est généralement introduit dans le groupe par le biais d’un clapet antiretour unidirectionnel. Dans diverses mises en œuvre, certains ou plusieurs de ces actionneurs peuvent être sélectivement hydrauliques à carburant. La FIG. 12 est une représentation schématique d’une autre partie d’un système d’alimentation en carburant 152 d’un moteur à turbine à gaz 10, comprenant un groupe de conditionnement d’air 650. Le système d’alimentation en carburant 152 de la FIG. 12 comprend une vanne de prélèvement de cabine 654’ et un actionneur de prélèvement de cabine 654 configuré pour commander la vanne de prélèvement de cabine 654’. La vanne de prélèvement de cabine 654’ commande l’écoulement d’air de prélèvement du compresseur 14, 15 à travers un pack de conditionnement (tel que décrit ci-dessus) pour fournir de l’air refroidi à la cabine de l’aéronef 1. Le système d’alimentation en carburant 152 de la FIG. 12 comprend en outre une vanne de prélèvement de manutention 754’ et un actionneur de prélèvement de manutention 754 configuré pour commander la vanne de prélèvement de manutention 754’. La vanne de prélèvement de manutention 754’ commande la sortie de l’air de prélèvement à partir du compresseur 14, 15 et vers d’autres systèmes de l’aéronef. La vanne de prélèvement de manutention 754’ peut être utilisée pour le démarrage du moteur, un prélèvement transitoire, et/ou une commande de surpression. Dans certains agencements, il existe plusieurs vannes de prélèvement de cabine 654’ et actionneurs de prélèvement de cabine 654 associés, qui peuvent tous être considérés comme faisant partie du groupe de conditionnement d’air 650. Dans certains agencements, il existe plusieurs vannes de prélèvement de manutention 754’ et actionneurs de prélèvement de manutention 754 associés, qui peuvent tous être considérés comme faisant partie du groupe de conditionnement d’air 650. Dans d’autres agencements, la vanne de prélèvement de cabine 654’ et l’actionneur de prélèvement de cabine 654 sont omis. Dans d’autres agencements, la vanne de prélèvement de manutention 754’ et l’actionneur de prélèvement de manutention 754 sont omis. Dans d’autres agencements, d’autres actionneurs connus et des vannes associées peuvent être inclus et actionnés sélectivement hydrauliquement par carburant. Dans certains agencements, d’autres vannes de prélèvement connues sont actionnées sélectivement hydrauliquement par carburant. De manière similaire aux actionneurs décrits ci-dessus, l’actionneur de prélèvement de cabine 654 est sélectivement actionné hydrauliquement par carburant pour commander la vanne de prélèvement de cabine 654’. La vanne 604 est conçue pour diriger le carburant par le biais de la conduite 660 afin d’actionner l’actionneur de prélèvement de cabine 654 ou pour diriger le carburant par le biais de la conduite 661 afin de contourner l’actionneur de prélèvement de cabine 654. De manière similaire aux actionneurs décrits ci-dessus, l’actionneur de prélèvement de manutention 754 est sélectivement actionné hydrauliquement par carburant pour commander la vanne de prélèvement de manutention 754’. La vanne 704 est conçue pour diriger le carburant par le biais de la conduite 760 afin d’actionner l’actionneur de prélèvement de manutention 754 ou pour diriger le carburant par le biais de la conduite 761 afin de contourner l’actionneur de prélèvement de manutention 754. Un exemple de système actionné est un système d’aubes directrices variables (VGV) 850. Un système VGV commande la quantité et/ou la voie d’écoulement de l’écoulement d’air à travers le compresseur 14, 15 (en déplaçant une ou plusieurs aubes ; et généralement en déplaçant plusieurs étages d’aubes de compresseur) afin d’obtenir une performance optimale du compresseur. Le système VGV 850 fait varier l’angle des aubes du compresseur afin de gérer l’opérabilité et l’efficacité du compresseur. Les aubes directrices variables de diverses mises en œuvre peuvent comporter des aubes directrices d’entrée variables (VIGV), qui sont situées en amont des/devant les aubes de rotor du compresseur, et/ou d’autres aubes (généralement des aubes de stator variables (VSV) qui sont situées derrière les/en aval des aubes de rotor du compresseur). D’autres aubes de compresseur peuvent être situées ailleurs : l’emplacement des aubes peut varier en fonction de l’architecture du moteur, ainsi qu’entre les compresseurs d’un moteur donné. Par exemple, des aubes directrices intermédiaires variables/pouvant être commandées peuvent être situées à mi-chemin du compresseur 14, 15. En général, les aubes directrices variables sont conçues pour pouvoir tourner autour d’un axe afin de s’aligner sur l’angle de l’écoulement d’air entrant. Ce mouvement des aubes permet une plus grande plage d’écoulement non dimensionnel à travers le compresseur 14, 15 sans qu’un décrochage ne se produise ; en effet, le compresseur 14, 15 peut fonctionner sans à-coups sur une plus grande plage de réglages de puissance du moteur grâce aux VGV. Les VGV sont commandées par le système de commande de moteur en réponse à une plage de paramètres, incluant généralement les conditions ambiantes et le niveau de poussée demandé par le moteur. Dans les moteurs 10 dotés de multiples compresseurs 14, 15, un système VGV 850 peut être fourni pour un, plusieurs, ou tous les compresseurs 14, 15. De nombreux systèmes VGV 850 comprennent deux actionneurs de VGV, qui peuvent être utilisés pour modifier l’angle des aubes directrices d’entrée du compresseur 14, 15. Chacun des deux actionneurs VGV peut être configuré pour commander les aubes de guidage sur un côté donné du moteur 10. Dans diverses mises en œuvre, un ou plusieurs des actionneurs d’un système VGV sont entraînés hydrauliquement par carburant. La FIG. 13 est une représentation schématique d’une autre partie d’un système d’alimentation en carburant 152 d’un moteur à turbine à gaz 10 comprenant un système VGV 850. Le système d’alimentation en carburant 152 comprend un actionneur d’aubes de stator variables 854. Le système d’alimentation en carburant 152 comprend une vanne 804 configurée pour actionner sélectivement hydrauliquement par carburant l’actionneur d’aubes de stator variables 854 en acheminant le carburant par le biais de la conduite 860 ou de la conduite 861. La vanne 804 peut être configurée pour amener le carburant à actionner ou contourner l’actionneur d’aubes de stator variables 854 en fonction de la teneur en SAF du carburant. Bien que l’agencement de la FIG. 13 montre un seul actionneur d’aubes de stator variables, dans d’autres agencements, le système d’alimentation en carburant 152 peut être agencé pour actionner sélectivement hydrauliquement par carburant deux actionneurs d’aubes de stator variables ou plus. La FIG. 14 montre un schéma représentant une autre partie du système d’alimentation en carburant 152 d’un moteur à turbine à gaz 10 comprenant un système VGV 850, similaire à celui de la FIG. 13 , mais avec une seule boucle simple de prélèvement de carburant, sans équivalent de la conduite 861. Le système d’alimentation en carburant 152 comprend un actionneur d’aubes directrices d’entrée variables 854a. Le système d’alimentation en carburant 152 comprend une vanne 904 configurée pour actionner sélectivement hydrauliquement par carburant l’actionneur d’aubes directrices d’entrée variables 854a en acheminant le carburant par le biais de la conduite 960, ou en empêchant l’écoulement de carburant le long de la conduite 960. La vanne 904 peut être configurée pour que le carburant actionne l’actionneur d’aubes directrices d’entrée variables 854a, ou pour qu’il continue le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110, contournant ainsi l’actionneur 854a, en fonction de la teneur en SAF du carburant. Les aubes directrices commandent l’écoulement d’air dans et à travers le compresseur 14, 15. Le ou les actionneurs d’aubes directrices variables 854, 854a commandent l’angle d’orientation des aubes directrices. Un autre exemple de système actionné utilisé dans des moteurs à turbine 10 est un système de gestion de chaleur (HMS). Les moteurs à turbine 10 comprennent souvent un HMS de moteur et un HMS de générateur. Les deux systèmes HMS commandent la température de l’huile en permettant et en commandant l’utilisation (ou le contournement) des échangeurs de chaleur air-huile (et/ou carburant-huile). Des échangeurs de chaleur huile-huile peuvent également être utilisés dans certaines mises en œuvre, comme décrit plus en détail ci-dessous en ce qui concerne la FIG. 25 . Par exemple, des échangeurs de chaleur huile-huile peuvent être utilisés pour permettre un transfert de chaleur entre l’huile d’un HMS de générateur et celle d’un HMS de moteur. Le système HMS de moteur commande la température du système d’huile qui lubrifie les composants du moteur (par exemple, les chambres de roulement, le réducteur, etc.). Le système HMS de moteur comprend une ou plusieurs vannes de HMS de moteur qui sont commandées par un ou plusieurs actionneurs. Dans diverses mises en œuvre, un ou plusieurs de ces actionneurs sont entraînés hydrauliquement par carburant. Par exemple, dans certaines mises en œuvre, le HMS de moteur comprend une seule vanne et un seul actionneur entraîné hydrauliquement par carburant et destiné à commander la vanne. Le système HMS de moteur peut comprendre une pluralité d’échangeurs de chaleur disposés dans une configuration en parallèle ou en série par rapport à l’écoulement de fluide (par exemple, écoulement de carburant ou écoulement d’huile). Une seule vanne commandée par un seul actionneur hydraulique à carburant peut permettre l’utilisation (ou le contournement) de tous les échangeurs de chaleur (en particulier, le débit d’un fluide (air, huile ou carburant, si applicable) peut être commandé par la vanne, la proportion de fluide ne passant pas par l’échangeur de chaleur étant dirigée le long d’un tuyau de dérivation. Dans certaines mises en œuvre, chaque échangeur de chaleur est associé à une vanne commandée par un actionneur associé. Dans diverses mises en œuvre, un ou plusieurs de ces actionneurs sont entraînés hydrauliquement par carburant. De plus, un ou plusieurs tuyaux de remise en circulation peuvent être fournis pour permettre au fluide provenant d’une sortie de l’échangeur de chaleur d’être renvoyé à l’entrée de l’échangeur de chaleur, passant ainsi plusieurs fois dans l’échangeur de chaleur. Le débit dans le ou les tuyaux de remise en circulation peut à nouveau être ajusté à l’aide d’une vanne commandée par un actionneur. Pour l’un quelconque des tuyaux de remise en circulation décrits ici, il peut y avoir une ou plusieurs pompes associées conçues pour renvoyer l’air/l’huile/le carburant à l’échangeur de chaleur. Alternativement, ou en complément, des composants appropriés quelconques pour la remise en pression de l’air/de l’huile/du carburant afin de permettre une remise en circulation peuvent être utilisés. La FIG. 15 est une représentation schématique d’un système de gestion de chaleur de moteur 1000. Le système de gestion de chaleur de moteur 1000 comprend un échangeur de chaleur air-huile 1003 configuré pour éloigner la chaleur de l’huile du moteur. L’échangeur de chaleur air-huile 1003 comprend une conduite d’huile 1001 et une conduite d’air 1002. Dans la FIG. 15 , l’échangeur de chaleur 1003 est un échangeur de chaleur à flux parallèle, les flux d’huile et d’air étant dans le même sens. Dans d’autres mises en œuvre, l’échangeur de chaleur 1003 peut être un échangeur de chaleur à contre-courant, ce qui signifie que le sens de l’écoulement de la conduite d’air ou de la conduite d’huile est inversé de telle sorte qu’ils s’écoulent à travers l’échangeur de chaleur 1003 dans des sens opposés. Dans l’agencement de la FIG. 15 , la conduite d’huile 1001 comprend une vanne 1004 opérationnelle pour permettre à l’huile de contourner l’échangeur de chaleur air-huile 1003. La vanne 1004 est commandée par le biais d’un actionneur 1054. La vanne 1004 peut être binaire (marche/arrêt) ou peut être conçue pour permettre une commande plus fine du débit d’huile à travers l’échangeur de chaleur 1003, avec une partie variable de l’huile contournant l’échangeur de chaleur 1003. L’actionneur 1054 peut être sélectivement hydraulique à carburant, tel que décrit en lien avec les agencements ci-dessus. Une vanne 1006 est opérationnelle pour permettre au carburant de s’écouler à travers l’actionneur 1054 afin d’actionner hydrauliquement par carburant l’actionneur 1054, ou pour permettre au carburant de contourner l’actionneur 1054. Dans certains agencements, lorsque la vanne 1006 amène le carburant à contourner l’actionneur 1054, l’actionneur 1054 peut être actionné de manière non hydraulique à carburant. La vanne 1006 peut être opérationnelle de manière à ne permettre l’actionnement hydraulique à carburant de l’actionneur 1054 que lorsque la teneur en SAF du carburant est supérieure à un seuil prédéterminé. La FIG. 16 montre un autre agencement d’un système de gestion de chaleur 1000 dans lequel la vanne 1004 est positionnée dans la conduite d’air 1002. Le système de gestion de chaleur de moteur 1000 est similaire au système de gestion de chaleur 1000 de la FIG. 15 , mais la vanne 1004 est opérationnelle pour permettre à l’air de contourner l’échangeur de chaleur air-huile 1003, commandant ainsi le débit d’air à travers celui-ci. Là encore, les écoulements de fluides peuvent être agencés différemment dans d’autres mises en œuvre. Dans d’autres mises en œuvre, les systèmes de HMS de moteur 1000 des figures 15 et 16 peuvent être combinés de telle sorte que le système de HMS comprenne une vanne permettant de commander à la fois l’écoulement d’huile et l’écoulement d’air. Dans certaines mises en œuvre, le système de HMS 1000 peut comprendre de multiples échangeurs de chaleur et une vanne conçue pour permettre le contournement simultané de tous les échangeurs de chaleur, ainsi que des vannes pour le contournement d’échangeurs de chaleur individuels. Le HMS de générateur peut être indépendant du HMS de moteur 1000. Il fournit le refroidissement d’une machine électrique utilisée, par exemple, pour alimenter la cellule en électricité afin de faire fonctionner les systèmes de l’aéronef. La FIG. 17 est une représentation schématique d’un système de gestion de chaleur de générateur 1100. Le système de gestion de chaleur de générateur 1100 comprend un échangeur de chaleur air-huile 1103 configuré pour éloigner la chaleur de l’huile du moteur, et plus spécifiquement pour éloigner la chaleur de l’huile utilisée pour refroidir (et éventuellement aussi pour lubrifier) le générateur. L’échangeur de chaleur air-huile 1103 comprend une conduite d’huile 1101 et une conduite d’air 1102. Dans l’agencement de la FIG. 17 , la conduite d’huile 1101 comprend une vanne 1104 opérationnelle pour permettre à une quantité pouvant être commandée d’huile de contourner l’échangeur de chaleur air-huile 1103. La vanne 1104 est commandée par le biais d’un actionneur 1154. L’actionneur 1154 peut être sélectivement hydraulique à carburant, tel que décrit en lien avec les agencements ci-dessus. Une vanne 1106 est opérationnelle pour permettre au carburant de s’écouler à travers l’actionneur 1154 afin d’actionner hydrauliquement par carburant l’actionneur, ou pour permettre au carburant de contourner l’actionneur. Dans certains agencements, l’actionneur 1154 peut être configuré pour être actionné de manière non hydraulique à carburant lorsque la vanne 1106 amène le carburant à contourner l’actionneur 1154. La vanne 1106 peut être opérationnelle de manière à ne permettre l’actionnement hydraulique à carburant de l’actionneur 1154 que lorsque la teneur en SAF du carburant est supérieure à un seuil prédéterminé. La FIG. 18 montre un autre agencement d’un système de gestion de chaleur de générateur 1100 dans lequel la vanne 1104 est positionnée dans la conduite d’air 1102. Le système de gestion de chaleur de générateur 1100 est similaire au système de gestion de chaleur de générateur 1100 de la FIG. 17 , mais la vanne 1104 est opérationnelle pour permettre à l’air de contourner l’échangeur de chaleur air-huile 1103. Dans d’autres mises en œuvre, des vannes peuvent être fournies pour commander l’écoulement de fluide à la fois du côté air et du côté huile. La FIG. 19 est une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant 152 comprenant deux échangeurs de chaleur carburant-huile 1220, 1230. Le système d’alimentation en carburant 152 comprend un échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1220 et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1230. Les échangeurs de chaleur 1220, 1230 sont utilisés pour éloigner la chaleur du carburant de l’huile, et peuvent être considérés comme faisant partie du système de gestion de chaleur de moteur. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1220 est conçu pour chauffer au moins la majorité du carburant, et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1230 est conçu pour fournir de la chaleur supplémentaire au carburant destiné à être fourni pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur hydraulique à carburant 1254. Le système d’alimentation en carburant 152 de la mise en œuvre illustrée à la FIG. 19 comprend cinq vannes de carburant 1201 à 1205. Chaque vanne 1201 à 1205 est commandée par un actionneur, qui peut être hydraulique à carburant. La première vanne 1201 est une vanne de carburant conçue pour permettre au carburant de contourner l’échangeur de chaleur primaire 1220. La vanne 1201 peut être opérationnelle pour permettre à un quelconque pourcentage de carburant de contourner, ou de traverser, l’échangeur de chaleur primaire 1220. Le carburant dévié est ensuite renvoyé dans la voie d’écoulement principale de carburant 110. L’échangeur de chaleur primaire 1220 permet d’augmenter la température du carburant avant son entrée dans la chambre de combustion 16 tout en réduisant la température de l’huile. La deuxième vanne 1202 est conçue pour diriger le carburant depuis la sortie de l’échangeur de chaleur primaire 1220 : (i) à travers un tuyau de remise en circulation 1206 configuré pour renvoyer le carburant à travers l’échangeur de chaleur primaire 1220, (ii) vers la chambre de combustion 16, ou (iii) vers l’échangeur de chaleur secondaire 1230, pour une utilisation dans un ou plusieurs systèmes hydrauliques à carburant. Dans d’autres cas, il est possible de prévoir plusieurs vannes distinctes pour la remise en circulation ou la redirection/le prélèvement vers un système hydraulique à carburant. La troisième vanne 1203 fait partie du système hydraulique à carburant et est une vanne de carburant conçue pour permettre à une partie pouvant être commandée du carburant de contourner l’échangeur de chaleur secondaire 1230. La vanne 1203 peut être opérationnelle pour permettre à un quelconque pourcentage de carburant de contourner, ou de traverser, l’échangeur de chaleur secondaire 1230. La quatrième vanne 1204 fait partie du système hydraulique à carburant et est conçue pour diriger le carburant depuis l’aval de l’échangeur de chaleur secondaire 1230 : (i) vers un actionneur hydraulique à carburant 1254, ou (ii) par un tuyau de remise en circulation 1207 configuré pour renvoyer le carburant à travers l’échangeur de chaleur secondaire 1230, de telle sorte qu’une partie ou la totalité du carburant dirigé vers l’échangeur de chaleur secondaire 1230 puisse passer plusieurs fois par cet échangeur de chaleur. Une vanne de remise en circulation de carburant 1204 peut être fournie séparément d’une vanne conçue pour commander un écoulement vers l’actionneur hydraulique à carburant 1254 dans certaines mises en œuvre. Dans certains agencements, l’un ou les deux tuyaux de remise en circulation 1206, 1207 comprennent, ou sont associés à, une ou plusieurs pompes configurées pour transporter le carburant par le tuyau de remise en circulation 1206, 1207. Dans certains agencements, la ou les pompes sont positionnées en amont de la ou des vannes 1202, 1204. Dans d’autre agencements, la ou les pompes sont positionnées n’importe où le long des tuyaux de remise en circulation 1206, 1207. La cinquième vanne 1205 fait partie du système hydraulique à carburant et est conçue pour diriger le carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant, ou contourner, l’actionneur 1254. Dans l’exemple illustré, le carburant qui traverse ou contourne l’actionneur 1254 est ensuite envoyé directement à la chambre de combustion 16. Dans d’autres mises en œuvre, il peut être renvoyé dans la voie principale d’écoulement de carburant 110. Dans certains agencements, l’une ou les deux vannes de remise en circulation 1202, 1204 peuvent être omises. Dans certains agencements, l’une ou les deux vannes de dérivation 1201, 1203 peuvent être omises. Dans certains agencements, les échangeurs de chaleur 1220, 1230 sont commandés de telle sorte que, en conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : ait une valeur maximale (c’est-à-dire, de pic) d’au moins 0,35. Dans d’autres agencements, le rapport de transfert de chaleur a une valeur maximale en régime de croisière supérieure à 0,4, 0,45, 0,5, 0,55 ou 0,6. Dans certains agencements, le système d’alimentation en carburant 152 est conçu pour commander le rapport de transfert de chaleur en commandant les pourcentages de carburant qui contournent, ou sont remis en circulation à travers, chacun des échangeurs de chaleur 1220, 1230. Dans des agencements supplémentaires ou alternatifs, le rapport de transfert de chaleur est commandé en commandant les pourcentages d’huile qui contournent, ou sont remis en circulation à travers, chacun des échangeurs de chaleur 1220, 1230. Des vannes et/ou tuyaux de dérivation et de remise en circulation d’huile peuvent être fournis en conséquence. Un ou plusieurs échangeurs de chaleur air-huile ou huile-huile peuvent également être commandés de manière à influencer le rapport de transfert de chaleur. Un tel exemple de système d’alimentation en huile 153 est illustré à la FIG. 25 . Dans la mise en œuvre de la FIG. 25 , chaque échangeur de chaleur carburant-huile 1220, 1230 se trouve sur une boucle d’huile séparée ; les deux boucles d’huile sont fluidiquement isolées l’une de l’autre et mises en contact thermique au moyen d’un échangeur de chaleur huile-huile 1240 (bien que cela ne soit pas illustré, on aura à l’esprit qu’une ou plusieurs vannes de dérivation et/ou de remise en circulation d’huile puissent également être fournies en association avec l’échangeur de chaleur huile-huile 1240). La boucle d’huile contenant de l’huile conçue pour passer par l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1220 est conçue pour refroidir, et éventuellement lubrifier, un premier ensemble de composants de moteur 10’. La boucle d’huile contenant de l’huile conçue pour passer par l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1230 est conçue pour refroidir, et éventuellement lubrifier, un second ensemble de composants de moteur 10’’. Chaque échangeur de chaleur carburant-huile 1220, 1230 est associé à une vanne de dérivation d’huile 1212, 1213 conçue pour permettre à l’huile de contourner l’échangeur de chaleur 1220, 1230 respectif. La vanne de dérivation d’huile 1212, 1213 est conçue pour permettre à une partie pouvant être commandée de l’huile de contourner l’échangeur de chaleur 1220, 1230 respectif dans diverses mises en œuvre. Chaque échangeur de chaleur carburant-huile 1220, 1230 est associé à une vanne de remise en circulation d’huile 1211, 1214 conçue pour permettre à l’huile de passer plusieurs fois par l’échangeur de chaleur 1220, 1230 respectif avant de retourner dans les composants de moteur 10’, 10’’ que l’huile est prévue de refroidir. La vanne de remise en circulation d’huile 1211, 1214 est conçue pour permettre à une partie pouvant être commandée de l’huile d’être remise en circulation à travers l’échangeur de chaleur 1220, 1230 respectif dans diverses mises en œuvre. Dans la mise en œuvre de la FIG. 25 , l’huile remise en circulation est montrée comme étant introduite dans la vanne de dérivation 1212, 1213 respective, toutefois on aura à l’esprit que l’huile remise en circulation puisse rejoindre l’écoulement d’huile avant ou après cette vanne dans d’autres mises en œuvre. Dans certaines mises en œuvre, une seule vanne parmi une vanne de remise en circulation d’huile 1211, 1214 et une vanne de dérivation d’huile 1212, 1213 peut être fournie pour un ou chaque échangeur de chaleur 1220, 1230, ou aucune ne peut être fournie pour un ou chaque échangeur de chaleur 1220, 1230. Bien qu’aucun échangeur de chaleur air-huile ne soit représenté à la FIG. 25 pour des raisons de simplicité, on aura à l’esprit qu’un ou plusieurs échangeurs de chaleur air-huile puissent être fournis sur une ou chaque boucle d’huile dans diverses mises en œuvre. En outre, dans certaines mises en œuvre, une seule boucle d’huile peut fournir de l’huile aux deux échangeurs de chaleur carburant-huile ; aucun échangeur de chaleur huile-huile ne peut être fourni dans certaines telles mises en œuvre. Dans certains agencements, le moteur 10 est conçu pour commander le rapport de transfert de chaleur en fonction de la teneur en SAF du carburant. Dans certains agencements, la température maximale du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1230 est d’au moins 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 170 °C ou 180 °C. Pour chacun des actionneurs hydrauliques à carburant décrits ci-dessus, le système d’alimentation en carburant 152 peut être conçu de telle sorte que la pression différentielle de pic du carburant dans l’au moins un actionneur hydraulique à carburant en conditions de croisière est d’au moins 2 500 kPa, 3 000 kPa, 3 500 kPa, 4 000 kPa, 4 500 kPa, 5 000 kPa, 5 500 kPa, 6 000 kPa, 6 500 kPa, 7 000 kPa ou 7 500 kPa. Pour l’un quelconque des actionneurs hydrauliques à carburant décrits ci-dessus, le système d’alimentation en carburant 152 peut être conçu de telle sorte qu’une pression différentielle de pic du carburant dans l’au moins un actionneur hydraulique à carburant au cours du décollage est d’au moins 9 000 kPa. Pour l’un quelconque des actionneurs hydrauliques à carburant décrits ci-dessus, le système d’alimentation en carburant 152 peut être conçu de telle sorte qu’une pression différentielle de pic du carburant dans l’au moins un actionneur hydraulique à carburant au cours du décollage puisse être dans la plage allant de 6 900 à 10 000 kPa, au moins 10 000 kPa, 11 000 kPa, 12 000 kPa, 13 000 kPa, 14 000 kPa, ou 15 000 kPa. L’actionneur 1254 peut être l’un quelconque des actionneurs décrits ici, ou l’un quelconque actionneur qui peut être rendu hydraulique à carburant, tel que l’actionneur d’aubes de stator variables. Dans certains agencements, la température du carburant à l’entrée de l’actionneur 1254 (sortant de la vanne 1205) est supérieure d’au moins 5 °C, 7 °C, 10 °C, 12 °C, 15 °C ou 20 °C à celle du carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 (sortant de la vanne 1202). Dans certains agencements, le carburant est thermiquement stable à des températures dépassant 280 °C. Dans ce contexte, être « thermiquement stable » à une température énoncée signifie que le carburant réussit le test d’oxydation thermique de carburéacteur (JFTOT) à cette température. Dans certains cas, le carburant est thermiquement stable à des températures dépassant 285 °C, 290 °C, 295 °C, 300 °C, 305 °C, 310 °C, 315 °C, 320 °C ou 325 °C Dans certains agencements, des composés aromatiques représentent moins de 5 % du volume du carburant. Dans certains agencements, le pouvoir calorifique du carburant est d’au moins 43,5 MJkg -1 . Dans certains agencements, le pouvoir calorifique du carburant est d’au moins 44 MJkg -1 . Dans certains agencements, la teneur en soufre du carburant est inférieure à 15 parties par million. Dans certains agencements, le carburant est, ou comprend, un carburant HEFA. Divers procédés de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10 pour un aéronef 1 sont décrits ci-dessous. La FIG. 20 est un organigramme représentant un procédé 1300 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10 selon diverses mises en œuvre. Le procédé 1300 est exécuté pour un moteur 10 comprenant : un cœur de moteur 11 comprenant une turbine 19, une chambre de combustion 16, un compresseur 14, et un arbre de cœur 26 raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante 23 située en amont du cœur de moteur 11 et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur 26, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et une nacelle 21 entourant la soufflante 23 et le cœur de moteur 11 et définissant un conduit de dérivation 22 situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur 11 ; une pluralité d’actionneurs 254 ; et un système d’alimentation en carburant 152. Dans les mises en œuvre décrites, un rapport de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement passant par le conduit de dérivation 22 et le débit massique de l’écoulement passant par le cœur 11 en conditions de croisière, est supérieur ou égal à 4. De tels rapports de dérivation peuvent être utilisés dans n’importe lequel des moteurs utilisés pour exécuter l’un quelconque des procédés des figures 20 à 24. Le procédé 1300 comprend : la fourniture 1310, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion 16 ; et en fonction de la teneur en carburant d’aviation durable (SAF) du carburant, le choix 1320 entre : la fourniture 1320a, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant à au moins un actionneur 354 de la pluralité d’actionneurs et le fait d’amener le carburant à actionner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur 354 ; et le fait d’amener 1320b le carburant à contourner l’au moins un actionneur 354, à nouveau en utilisant le système d’alimentation en carburant 152. L’étape de choix 1320 entre l’actionnement hydraulique à carburant de l’actionneur 354 et le contournement de l’au moins un actionneur 354 peut comprendre la détermination de l’action à entreprendre dans un processeur ou un autre système de calcul en fonction d’une comparaison de la teneur en SAF du carburant avec un ou plusieurs seuils définis, et l’actionnement d’une vanne 304 en fonction de cette détermination. La vanne 304 peut être une vanne bidirectionnelle configurée pour diriger le carburant à travers une première conduite de carburant 360 ou à travers une seconde conduite de carburant 361, 362, dans laquelle la première conduite de carburant 360 entraîne l’actionneur 354 et la seconde conduite de carburant 361, 362 contourne l’actionneur 354. La vanne 304 peut être simplement conçue pour ouvrir un prélèvement dans la voie principale d’écoulement de carburant 110 uniquement lorsqu’un actionnement hydraulique à carburant est nécessaire, permettant ainsi à tout le carburant de rester sur la voie principale d’écoulement de carburant 110 lorsqu’un actionnement hydraulique à carburant n’est pas nécessaire. Lorsqu’un actionnement hydraulique à carburant n’est pas nécessaire, le carburant peut donc contourner l’au moins un actionneur 354 par une conduite de dérivation dédiée, ou simplement en restant sur une voie principale d’écoulement de carburant qui n’atteint pas l’actionneur 354. Dans des mises en œuvre avec un tuyau de dérivation dédié, le tuyau de dérivation peut être spécifique à l’actionneur ; fournir un itinéraire pour que le carburant contourne un seul actionneur, ou peut contourner de multiples actionneurs (par exemple, certains ou tous les actionneurs situés sur la même voie de prélèvement de carburant). L’étape de choix 1320 de l’action à entreprendre peut consister à déterminer si la teneur en SAF du carburant dépasse ou non un seuil. Le système d’alimentation en carburant 152 peut comprendre un ou plusieurs capteurs configurés pour détecter un ou plusieurs paramètres permettant de calculer ou de déduire la concentration en SAF du carburant (par exemple, par détection d’un élément traceur et référence à une table de consultation d’éléments traceurs de carburant et de teneurs en SAF), et/ou peut comprendre un référentiel pour des données stockées sur le ou les carburants utilisés. Le système d’alimentation en carburant 152 peut comprendre un processeur ou un autre système informatique configuré pour recevoir la valeur de la teneur en SAF stockée, calculée ou autrement déterminée et pour comparer cette valeur au seuil. Un dispositif de commande peut alors être utilisé pour faire fonctionner la vanne 304 conformément à la détermination. Un dispositif de commande électronique de moteur (EEC) peut être utilisé pour effectuer la détermination et mettre en œuvre le résultat dans certaines mises en œuvre ; dans d’autres mises en œuvre, il est possible d’utiliser un système de calcul séparé dédié au lieu de l’EEC. Dans les mises en œuvre avec de multiples actionneurs hydrauliques à carburant 354, un seuil différent peut être défini pour différents actionneurs, ou le même seuil peut être utilisé pour tous les actionneurs. Le carburant utilisé pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur 354 peut ensuite être fourni à la chambre de combustion 16 pour être brûlé ; soit directement, soit après avoir été renvoyé dans la voie principale d’écoulement de carburant 110. Le carburant peut s’écouler le long d’une voie principale d’écoulement de carburant 110 jusqu’à la chambre de combustion 16 ; la voie principale d’écoulement de carburant 110 peut donc fournir 1310 le carburant à la chambre de combustion 16. Une partie du carburant s’écoulant le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 peut être détournée de la voie principale d’écoulement de carburant 110 vers l’au moins un actionneur 354 ; ce carburant peut ensuite être renvoyé dans la voie principale d’écoulement de carburant 110 après avoir été utilisé pour l’actionnement. Un ou plusieurs tuyaux peuvent être utilisés pour prendre le carburant dans la voie principale d’écoulement de carburant 110 vers l’au moins un actionneur 354. Ces tuyaux peuvent former une ou plusieurs boucles d’écoulement de carburant. Une ou plusieurs vannes peuvent être utilisées pour commander le débit de carburant à travers la, ou chaque, boucle d’écoulement de carburant hydraulique à carburant. Dans certaines mises en œuvre, une ou plusieurs pompes à carburant hydrauliques à carburant peuvent être fournies pour pomper activement le carburant vers ou depuis l’au moins un actionneur 354 ; cependant, dans de nombreuses mises en œuvre, la pression fournie par une ou plusieurs pompes à carburant sur la voie principale d’écoulement de carburant 110 peut suffire. Le prélèvement 159 depuis la voie principale d’écoulement de carburant 110 peut être situé en un point différent de la conduite de retour 160 de la (ou de chaque) boucle d’écoulement du carburant, le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110, tel qu’illustré sur la FIG. 6 . Le carburant peut être renvoyé dans la voie principale d’écoulement de carburant 110 en amont, ou en aval, du prélèvement. Une ou plusieurs vannes peuvent être utilisées pour commander l’endroit ou les endroits le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 où le carburant utilisé pour actionner les actionneurs est renvoyé dans la voie principale d’écoulement de carburant 110. Par exemple, le carburant utilisé pour l’actionnement peut être renvoyé dans un réservoir de carburant 50, 53, juste avant la chambre de combustion 16, ou avant ou après un quelconque échangeur de chaleur carburant-huile ou une quelconque pompe à carburant le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 ou dans un système hydraulique à carburant, selon le cas. En général, le carburant utilisé pour l’actionnement est renvoyé à un point situé sur la voie principale d’écoulement de carburant 110 à l’intérieur du moteur 10 (au lieu d’être renvoyé directement à un réservoir de carburant 50, 53 situé ailleurs dans l’aéronef 1, ou à un tuyau de raccordement entre les deux, par exemple). Les étapes d’approvisionnement 1310, 1320a peuvent donc comprendre la commande d’une pluralité de vannes d’écoulement de carburant et, éventuellement aussi d’une pluralité de pompes à carburant. La FIG. 21 est un organigramme représentant un procédé 1400 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10 selon diverses mises en œuvre. Le procédé 1400 est exécuté pour un moteur 10 comprenant : un cœur de moteur 11 comprenant une turbine 19, une chambre de combustion 16, un compresseur 14, et un arbre de cœur 26 raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante 23 située en amont du cœur de moteur 11 et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur 26, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et une nacelle 21 entourant la soufflante 23 et le cœur de moteur 11 et définissant un conduit de dérivation 22 situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur 11 ; une pluralité d’actionneurs 254 ; et un système d’alimentation en carburant 152. Le procédé 1400 comprend : la fourniture 1410, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion 16 ; la fourniture 1420, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur 354 de la pluralité d’actionneurs de telle sorte qu’une pression différentielle de pic du carburant dans l’au moins un actionneur hydraulique à carburant 354 en conditions de croisière est d’au moins 2 400 kPa. Le carburant fourni a une teneur en SAF d’au moins 25 % en volume, et peut avoir une teneur en SAF bien supérieure. La pression différentielle de pic peut être commandée pour être supérieure lorsque la teneur en SAF est supérieure. Tel que décrit par rapport au procédé 1300 de la FIG. 20 , une ou plusieurs boucles d’écoulement de carburant et les vannes associées peuvent être utilisées pour commander la quantité de carburant détournée d’une voie principale d’écoulement de carburant 110 vers les systèmes actionnés, et à quel endroit le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 ce carburant est renvoyé. De même, une ou plusieurs vannes et/ou pompes peuvent être commandées 1420 selon le cas pour commander la pression différentielle de pic du carburant dans l’actionneur hydraulique à carburant 354. Un ou plusieurs capteurs de pression peuvent être fournis pour fournir une rétroaction sur la pression différentielle du carburant. On aura à l’esprit que la commande de la fourniture 1420 de carburant au ou aux actionneurs 354 permet d’ajuster la pression différentielle. La FIG. 22 est un organigramme représentant un procédé 1500 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10 selon diverses mises en œuvre. Le procédé 1500 est exécuté pour un moteur 10 comprenant : un cœur de moteur 11 comprenant une turbine 19, une chambre de combustion 16, un compresseur 14, et un arbre de cœur 26 raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante 23 située en amont du cœur de moteur 11 et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur 26, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et une nacelle 21 entourant la soufflante 23 et le cœur de moteur 11 et définissant un conduit de dérivation 22 situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur 11 ; une pluralité d’actionneurs 254 ; un système d’alimentation en carburant 152 ; un échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1220 et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1230. Le procédé 1500 comprend : la fourniture 1510, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion 16 ; la fourniture 1520, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur 354 de la pluralité d’actionneurs ; le chauffage 1530 d’au moins la majorité du carburant à l’aide de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1220 ; et (en outre) le chauffage 1540 du carburant à fournir pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur hydraulique à carburant à l’aide de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1230. Le procédé consiste à commander le chauffage du carburant dans les échangeurs de chaleur 1220, 1230 de telle sorte que, en conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : ait une valeur maximale d’au moins 0,35. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1220 peut être configuré pour éloigner la chaleur de l’huile du moteur 10 qui est utilisée pour lubrifier et refroidir divers composants du moteur, tels qu’une boîte de vitesses (le cas échéant) et/ou des paliers d’arbre. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1230 peut être configuré pour éloigner la chaleur de l’huile utilisée pour refroidir, et éventuellement aussi lubrifier, le générateur. Différents écoulements d’huile, isolés fluidiquement, peuvent passer par chacun des échangeurs de chaleur carburant-huile primaires 1220 et des échangeurs de chaleur carburant-huile secondaires 1230 dans certaines mises en œuvre, comme illustré à la FIG. 25 . Dans d’autres mises en œuvre, la même huile peut traverser les deux échangeurs de chaleur, par exemple en traversant l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1230 puis l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1220 en série. Le rapport de transfert de chaleur peut être commandé en ouvrant et fermant les vannes de manière à permettre : la remise en circulation du carburant à travers l’un ou les deux échangeurs de chaleur 1220, 1230, le contournement par le carburant de l’un ou des deux échangeurs de chaleur 1220, 1230, la remise en circulation de l’huile à travers l’un ou les deux échangeurs de chaleur 1220, 1230, ou le contournement par l’huile de l’un ou des deux échangeurs de chaleur 1220, 1230. De plus, un ou plusieurs échangeurs de chaleur supplémentaires peuvent être commandés pour ajuster le rapport de transfert de chaleur : par exemple, un échangeur de chaleur air-huile peut être utilisé pour refroidir l’huile avant qu’elle n’atteigne un échangeur de chaleur carburant-huile 1220, 1230, et dans des mises en œuvre avec de multiples écoulements d’huile différents, un échangeur de chaleur huile-huile peut être fourni pour transférer la chaleur entre les différentes huiles. Les écoulements d’air et/ou d’huile dans de tels échangeurs de chaleur peuvent donc également être ajustés de manière à affecter le rapport de transfert de chaleur défini ci-dessus. Le rapport de transfert de chaleur peut être commandé par le biais de la commande d’une ou plusieurs vannes configurées pour permettre à un pourcentage du carburant d’être remis en circulation à travers l’un ou les deux échangeurs de chaleur carburant-huile 1220, 1230 ou de contourner l’un ou les deux échangeurs de chaleur 1220, 1230. Le rapport de transfert de chaleur peut être commandé par le biais de la commande d’une ou plusieurs vannes configurées pour permettre à un pourcentage de l’huile d’être remis en circulation à travers l’un ou les deux échangeurs de chaleur 1220, 1230 ou de contourner l’un ou les deux échangeurs de chaleur 1220, 1230. Tel que décrit par rapport aux procédés 1300, 1400 des figures 20 et 21, une ou plusieurs boucles d’écoulement de carburant et les vannes associées peuvent être utilisées pour commander la quantité de carburant détournée d’une voie principale d’écoulement de carburant 110 vers le ou les actionneurs et l’échangeur de chaleur secondaire 1230, et à quel endroit le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 ce carburant est renvoyé. La FIG. 23 est un organigramme représentant un procédé 1600 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10 selon diverses mises en œuvre. Le procédé 1600 est exécuté pour un moteur 10 comprenant : un cœur de moteur 11 comprenant une turbine 19, une chambre de combustion 16, un compresseur 14, et un arbre de cœur 26 raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante 23 située en amont du cœur de moteur 11 et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur 26, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et une nacelle 21 entourant la soufflante 23 et le cœur de moteur 11 et définissant un conduit de dérivation 22 situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur 11 ; une pluralité d’actionneurs comprenant un actionneur d’aubes de stator variables 854 ; et un système d’alimentation en carburant 152. Le procédé 1600 comprend : la fourniture 1610, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion 16 ; et la fourniture 1620, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur d’aubes de compresseur variables 854 de la pluralité d’actionneurs. La fourniture 1620, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur d’aubes de compresseur variables 854 et vers la chambre de combustion 16 peut comprendre la fourniture de carburant qui est thermiquement stable à 280 °C, et éventuellement aussi thermiquement stable à des températures plus élevées. Tel que décrit par rapport aux procédés 1300, 1400, 1500 des figures 20 à 22, une ou plusieurs boucles d’écoulement de carburant et les vannes associées peuvent être utilisées pour commander la quantité de carburant détournée d’une voie principale d’écoulement de carburant 110 vers les systèmes actionnés (et en particulier vers l’actionneur d’aubes de stator variables 854), et à quel endroit le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 ce carburant est renvoyé. La FIG. 24 est un organigramme représentant un procédé 1700 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10 selon diverses mises en œuvre. Le procédé 1700 est exécuté pour un moteur 10 comprenant : un cœur de moteur 11 comprenant une turbine 19, une chambre de combustion 16, un compresseur 14, et un arbre de cœur 26 raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante 23 située en amont du cœur de moteur 11 et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur 26, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et une nacelle 21 entourant la soufflante 23 et le cœur de moteur 11 et définissant un conduit de dérivation 22 situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur 11 ; une pluralité d’actionneurs 254 ; un système d’alimentation en carburant 152 ; et au moins un échangeur de chaleur carburant-huile 1220 conçu pour être traversé par l’huile et le carburant, l’au moins un échangeur de chaleur 1220 étant conçu pour transférer la chaleur de l’huile au carburant. Le procédé 1700 comprend : la fourniture 1710, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion 16 ; la fourniture 1720 de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur 1254 de la pluralité d’actionneurs ; et la commande 1730 de l’au moins un échangeur de chaleur 1220 de telle sorte que, en régime de croisière, la température du carburant à l’entrée de l’au moins un actionneur 1254 est supérieure d’au moins 5 °C à la température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 (et éventuellement plus chaude d’au moins 10 °C). Le système d’alimentation en carburant 152 peut comprendre deux échangeurs de chaleur : un échangeur de chaleur primaire 1220 et un échangeur de chaleur secondaire 1230. La commande 1730 de l’au moins un échangeur de chaleur 1220 peut comprendre la commande de l’échangeur de chaleur primaire 1220 et/ou de l’échangeur de chaleur secondaire 1230. L’échangeur de chaleur secondaire 1230 peut être conçu pour fournir de la chaleur supplémentaire juste au carburant à fournir à l’actionneur ou aux actionneurs hydrauliques à carburant 1254. Le procédé 1700 peut comprendre la détermination d’au moins une caractéristique du carburant et la commande d’une différence de température entre la température du carburant à l’entrée de l’au moins un actionneur 1254 et la température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 en fonction de l’au moins une caractéristique du carburant. La caractéristique du carburant peut être sa teneur en SAF. La caractéristique du carburant peut être déterminée par une quelconque approche connue dans la technique, allant de l’extraction de données à partir d’une mémoire de données embarquée d’informations sur le carburant à la détermination ou l’inférence à partir d’un ou de plusieurs paramètres détectés. La caractéristique du carburant peut être ou comprendre le pouvoir calorifique, la stabilité thermique ou le pourcentage de carburant d’aviation durable (SAF) dans le carburant. La commande 1730 de la température du carburant à l’entrée de l’au moins un actionneur 1254 par rapport à la température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 comprend l’actionnement d’une ou plusieurs vannes de manière à remettre en circulation le carburant à travers un ou plusieurs échangeurs de chaleur ou à faire contourner le carburant autour d’un ou plusieurs des échangeurs de chaleur 1220, 1230. La commande 1730 de la température du carburant à l’entrée de l’au moins un actionneur 1254 par rapport à la température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 comprend l’actionnement d’une ou plusieurs vannes de manière à remettre en circulation l’huile à travers l’échangeur de chaleur 1220, 1230 ou à faire contourner l’huile autour de l’échangeur de chaleur. Tel que décrit par rapport aux procédés 1300, 1400, 1500, 1600 des figures 20 à 23, une ou plusieurs boucles d’écoulement de carburant et les vannes associées peuvent être utilisées pour commander la quantité de carburant détournée d’une voie principale d’écoulement de carburant 110 vers les systèmes actionnés, et à quel endroit le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 ce carburant est renvoyé. Il sera entendu que l’invention n’est pas limitée aux mises en œuvre décrites ci-dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans s’écarter des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuelle, toute caractéristique peut être employée séparément ou en combinaison avec d'autres caractéristiques et la description s'étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d'une ou de plusieurs caractéristiques décrites ici. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur (11) comprenant une turbine (19), une chambre de combustion, un compresseur (14), et un arbre de cœur (26) raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur (11) et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur (26), la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle (21) entourant la soufflante (23) et le cœur de moteur (11) et définissant un conduit de dérivation (22) situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur (11), où un rapport de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs (254) comprenant un actionneur d’aubes de compresseur variables (854) ; et un système d’alimentation en carburant (152), dans lequel le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion (16), et pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur d’aubes de compresseur variables (854), dans lequel le carburant est thermiquement stable à des températures dépassant 280 °C. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le carburant est thermiquement stable à des températures dépassant 290 °C. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le carburant est thermiquement stable à des températures dépassant 300 °C ; éventuellement supérieures à 310 °C ; éventuellement dépassant à 320 °C ; en outre éventuellement supérieures 325 °C. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le moteur (10) comprend une aube directrice d’admission variable, VIGV, et dans lequel l’actionneur d’aubes de compresseur variables est un actionneur de VIGV (854a). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le moteur (10) comprend une aube de stator variable, VSV, et dans lequel l’actionneur d’aubes de compresseur variables est un actionneur de VIGV (854a). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le moteur (10) comprend une pluralité d’aubes de compresseur variables, et de multiples actionneurs d’aubes de compresseur variables (854, 854a), et dans lequel le système d’alimentation en carburant (152) est conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant les multiples actionneurs d’aubes de compresseur variables (854, 854a). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le moteur (10) comprend au moins deux compresseurs (14, 15), chaque compresseur (14, 15) ayant au moins une aube de compresseur variable et au moins un actionneur d’aubes de compresseur variables (854) qui lui est associé, et dans lequel le système d’alimentation en carburant (152) est conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins un actionneur d’aubes de compresseur variables (854) de chaque compresseur (14, 15). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel des composés aromatiques représentent moins de 5 % du volume du carburant. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le pouvoir calorifique du carburant est d’au moins 43,5 MJkg -1 . Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel la teneur en soufre du carburant est inférieure à 15 parties par million. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le carburant comprend un carburant à base d’esters et d’acides gras hydrotraités - HEFA. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel l’arbre de cœur (26) délivre directement l’entraînement à la soufflante (23), de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur (10) est un moteur à turbine à entraînement direct. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le moteur à turbine (10) comprend un réducteur (30) qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur (26) et délivre un entraînement à la soufflante (23) de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur (10) est un moteur à turbine avec réducteur. Procédé (1600) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef, le moteur comprenant : un cœur de moteur (11) comprenant une turbine (19), une chambre de combustion, un compresseur (14), et un arbre de cœur (26) raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur (11) et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur (26), la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle (21) entourant la soufflante (23) et le cœur de moteur (11) et définissant un conduit de dérivation (22) situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur (11), où un rapport de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs (254) comprenant un actionneur d’aubes de compresseur variables (854) ; et un système d’alimentation en carburant (152) ; et dans lequel le procédé (1600) comprend : la fourniture (1610), à l’aide du système d’alimentation en carburant (152), de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion (16) ; et la fourniture (1620), à l’aide du système d’alimentation en carburant (152), de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur d’aubes de compresseur variables (854) de la pluralité d’actionneurs (254), dans lequel le carburant est thermiquement stable à des températures dépassant 280 °C. Procédé (1600) selon la revendication 14, dans lequel le carburant est thermiquement stable à des températures dépassant 290 °C ; éventuellement supérieures à 300 °C ; en outre éventuellement dépassant 310 °C.