Brevet FR3163115A1 — publié le 20251212

Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef. Un moteur à turbine à gaz comprenant un dispositif combustor (16), comprenant une chambre de combustion (120) et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion (120), dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un premier sous-ensemble (124A) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) et un second sous-ensemble (124B) de tuyères de pulvérisation de carburant (124), dans lequel le dispositif combustor (16) peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble (124A) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble (124B) de tuyères de pulvérisation de carburant (124), dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124A) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:2 à 1:5. Figure pour l’abrégé : Fig. 6 Systèmes de puissance d’aéronef CHAMP D’APPLICATION La présente divulgation se rapporte aux émissions de matières particulaires non volatiles (nvPM) à partir de moteurs à turbine à gaz, spécifiquement de moteurs à turbine à gaz d’un aéronef. La présente divulgation fournit divers procédés de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz et de moteurs à turbine à gaz. Certains aspects de la présente demande se rapportent à des procédés de fonctionnement de moteurs à turbine à gaz à l’aide d’un carburant qui comprend un carburant aviation durable (SAF) et de moteurs à turbine à gaz conçus pour fonctionner à l’aide d’un carburant comprenant un SAF. CONTEXTE 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 inventeurs ont constaté que les émissions d’un moteur à turbine à gaz sont sensibles au carburant utilisé, en particulier la quantité de nvPM produite par le moteur varie en fonction des paramètres de fonctionnement et du type de carburant utilisé. Ainsi, il existe un besoin de tenir compte des propriétés de carburant de ces différents carburants et d’ajuster des procédés de fonctionnement de moteurs à turbine à gaz en conséquence. RÉSUMÉ Selon un premier aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être défini comme : où : EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; et EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 60 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Avantageusement, des nvPM réduites dans l’échappement d’un moteur à turbine à gaz contribuent à une réduction des émissions indésirables du moteur. Par exemple, selon les conditions de fonctionnement, la réduction des nvPM de cette manière peut conduire à un degré réduit de dépôts de suie au sein du moteur, au sein et/ou en aval du dispositif combustor, et/ou une amélioration de la qualité de l’air local. En outre, à certains stades du vol d’un aéronef (où l’on s’attend à ce que des traînées de condensation se forment), des nvPM réduites dans l’échappement peuvent conduire à une force de traînée de condensation réduite et/ou à ce qu’il faille du temps pour qu’une traînée de condensation se disperse. En outre encore, il a été reconnu que certaines parties du cycle de vol lors desquelles les nvPM sont réduites (ou les plus réduites) peuvent être ciblées afin d’obtenir un résultat souhaité, par exemple en termes d’impact environnemental. Strictement à titre d’exemple, des nvPM plus faibles dans des conditions de croisière peuvent particulièrement réduire l’impact du forçage radiatif des traînées de condensation. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, des nvPM plus faibles dans des conditions de ralenti peuvent particulièrement améliorer la qualité de l’air local au sol dans la région où le moteur fonctionne. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, des nvPM plus faibles dans des conditions de PMD peuvent particulièrement réduire le taux maximal de production de nvPM pendant le cycle de vol et/ou améliorer la qualité de l’air au sol et/ou dans la région où le moteur fonctionne. Ces considérations peuvent s’appliquer à tous les aspects de la divulgation. Il a été déterminé qu’un nombre de paramètres apparentés au fonctionnement de moteur à turbine à gaz ont une influence sur, ou sont un facteur important dans, la configuration et l’agencement du dispositif combustor du moteur lorsque certains types de carburant, tels qu’un carburant aviation durable, sont consommés. En conséquence, l’un quelconque ou plusieurs paramètres des aspects suivants peuvent être avantageusement pris en compte lors de la détermination, par exemple, de réglages de fonctionnement, de l’agencement de dispositif combustor et/ou de la configuration de dispositif combustor, pour influencer et/ou optimiser la façon dont le carburant doit être distribué, enflammé, et/ou consommé au sein du moteur à turbine à gaz. Ces considérations peuvent s’appliquer à tous les aspects de la divulgation. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz peut être supérieur à zéro. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être inférieur à 58,4 et de préférence peut être inférieur à 53,5 et plus préférablement peut être inférieur à 48,6. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être inférieur ou égal à 45 et de préférence peut être inférieur ou égal à 30 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 15. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être inférieur ou égal à 8,65 et de préférence peut être inférieur ou égal à 7,93 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 7,21. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être inférieur ou égal à 0,155 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,142 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,129. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être supérieur ou égal à 0,038 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,0428 et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,0475. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être supérieur ou égal à 1,21 et de préférence peut être supérieur ou égal à 1,36 et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 1,52. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être dans la plage de 0,0380 à 8,65 et de préférence peut être dans la plage de 0,0428 à 7,93 et plus préférablement peut être dans la plage de 0,0475 à 7,21. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être dans la plage de 0,0380 à 0,155 et de préférence peut être dans la plage de 0,0428 à 0,142 et plus préférablement peut être dans la plage de 0,0475 à 0,129. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être dans la plage de 1,21 à 8,65 et de préférence peut être dans la plage de 1,36 à 7,93 et plus préférablement peut être dans la plage de 1,52 à 7,21. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être inférieur à 0,01, 0,02, 0,03, 0,04, 0,05, 0,06, 0,07, 0,08, 0,09, 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, 2, 4, 6, 8, 10, 12, 14, 16, 18, 20, 22, 24, 26, 28, 30, 32, 34, 36, 38, 40, 42, 44, 46, 48, 50, 52, 54, 56, 58, 60, ou dans une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être dans une plage comprise entre 0,01 et 0,2, 0,01 et 0,15, 0,01 et 0,07, ou 0,01 et 0,05. Un second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti ,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti ,SAF est calculé, et si un carburant fournit au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti ,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être supérieur à zéro. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être inférieur ou égal à 0,8 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,6 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,4 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,2. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être inférieur ou égal à 0,178 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,164 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,149. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être supérieur ou égal à 0,03 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,06 et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,09. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être supérieur ou égal à 0,118 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,133 et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,148. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être dans la plage de 0,118 à 0,178 et de préférence peut être dans la plage de 0,133 à 0,164 et plus préférablement peut être dans la plage de 0,148 à 0,149. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être inférieur à 0,05, 0,1, 0,15, 0,2, 0,25, 0,3, 0,35, 0,4, 0,45, 0,5, 0,55, 0,6, 0,65, 0,7, 0,75, 0,8, 0,85, 0,9, 0,95, ou 1, ou dans l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être dans une plage comprise entre 0,25 et 0,4 ou 0,3 et 0,35. Selon un deuxième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti ,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti ,SAF est calculé, et si un carburant fournit au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti ,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD défini dans le deuxième aspect peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le premier aspect. Selon un troisième aspect, un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz du premier aspect ou du deuxième aspect est fourni, le procédé comprenant la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Selon un quatrième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être défini comme : où : EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; et EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 60 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le premier aspect. Un second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti ,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti ,SAF est calculé, et si un carburant fournit au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti ,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le premier aspect. Selon un cinquième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti ,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti ,SAF est calculé, et si un carburant fournit au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti ,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le premier aspect. Selon un sixième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant peut être défini comme : où : EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; est la vitesse de débit de carburant vers les tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; et est la vitesse de débit de carburant vers les tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant du moteur à turbine à gaz est inférieur à 6 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM du débit de carburant peut être inférieur à 5,93 et de préférence peut être inférieur à 5,44 et plus préférablement peut être inférieur à 4,94. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM du débit de carburant peut être inférieur ou égal à 4,5 et de préférence peut être inférieur ou égal à 3 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 1,5. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM du débit de carburant peut être inférieur ou égal à 0,879 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,806 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,733. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM du débit de carburant peut être inférieur ou égal à 0,0181 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,0166 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,0151. Le rapport de l’indice d’émissions de nvPM du débit de carburant peut être supérieur ou égal à 0,00351 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,00395 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,00439. Le rapport de l’indice d’émissions de nvPM du débit de carburant peut être supérieur ou égal à 0,109 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,123 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,137. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM du débit de carburant peut être dans la plage de 0,00351 à 0,879 et de préférence dans la plage de 0,00395 à 0,806 et plus préférablement dans la plage de 0,00439 à 0,733. Le rapport de l’indice d’émissions de nvPM du débit de carburant peut être dans la plage de 0,00351 à 0,0181 et de préférence dans la plage de 0,00395 à 0,0166 et plus préférablement dans la plage de 0,00439 à 0,0151. Le rapport de l’indice d’émissions de nvPM du débit de carburant peut être dans la plage de 0,109 à 0,879 et de préférence dans la plage de 0,123 à 0,806 et plus préférablement dans la plage de 0,137 à 0,733. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM du débit de carburant peut être 0,003, 0,004, 0,005, 0,01, 0,015, 0,02, 0,025, 0,03, 0,035, 0,04, 0,045, 0,05, 0,055, 0,06, 0,065, 0,07, 0,1, 0,2, 0,3, 0,4, 0,5, 0,6, 0,7, 0,8, 0,9, 1, 1,5, 2, 2,5, 3, 3,5, 4, 4,5, 5, 5,5, 6 ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Alternativement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant peut être dans une plage comprise entre 0,0009 et 0,021, 0,009 et 0,019, 0,009 et 0,007, ou 0,009 et 0,006. peut être dans la plage de 0,595 à 1,29 kg/s et de préférence peut être dans la plage de 0,670 à 1,19 kg/s et plus préférablement peut être dans la plage de 0,744 à 1,08 kg/s. peut être dans la plage de 0,0695 à 0,118 kg/s et de préférence peut être dans la plage de 0,0782 à 0,108 kg/s et plus préférablement peut être dans la plage de 0,0869 à 0,0981 kg/s. peut être dans la plage de 0,0712 à 0,117 kg/s et de préférence peut être dans la plage de 0,0801 à 0,107 kg/s et plus préférablement peut être dans la plage de 0,0890 à 0,0970 kg/s. peut être dans la plage de 0,595 à 1,28 kg/s et de préférence peut être dans la plage de 0,670 à 1,17 kg/s et plus préférablement peut être dans la plage de 0,744 à 1,07 kg/s. peut être dans la plage de 0,701 à 1,29 kg/s et de préférence peut être dans la plage de 0,788 à 1,19 kg/s et plus préférablement peut être dans la plage de 0,876 à 1,08 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0850 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0750 kg/s. peut être dans la plage de 0,551 à 0,850 kg/s. peut être dans la plage de 0,551 à 0,750 kg/s. Selon un septième aspect, un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz du sixième aspect est fourni, le procédé comprenant la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Selon un huitième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant peut être défini comme : où : EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; et EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; est la vitesse de débit de carburant vers les tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; et est la vitesse de débit de carburant vers les tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant du moteur à turbine à gaz est inférieur à 6 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. L’un quelconque du rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant, de et de peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le sixième aspect. Selon un neuvième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être défini comme : où : EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; est la poussée du moteur à turbine à gaz à environ 100 % de la poussée disponible en kN dans les conditions de fonctionnement données ; et est la poussée du moteur à turbine à gaz à environ 7 % de la poussée disponible en kN dans les conditions de fonctionnement données ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est supérieur à 0,001 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être supérieur à 0,00115 et de préférence peut être supérieur à 0,00129 et plus préférablement peut être supérieur à 0,00144. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être supérieur à 0,0644 et de préférence peut être supérieur à 0,0724 et plus préférablement peut être supérieur à 0,0805. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être supérieur ou égal à 0,003 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,005 et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,007. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être supérieur ou égal à 0,00776 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,00874 et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,00971. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être supérieur ou égal à 0,434 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,488 et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,542. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être inférieur ou égal à 1,77 et de préférence peut être inférieur ou égal à 1,62 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 1,48. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être inférieur ou égal à 0,0553 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,0507 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,0461. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être dans la plage de 0,00776 à 1,77 et de préférence peut être dans la plage de 0,00874 à 1,62 et plus préférablement peut être dans la plage de 0,00971 à 1,48. Le rapport d’indice des émissions de nvPM à la poussée peut être supérieur à 0,001, 0,0015, 0,002, 0,0025, 0,003, 0,0035, 0,004, 0,0045, 0,005, 0,01, 0,02, 0,03, 0,04, 0,05, 0,06, 0,07, 0,08, 0,09, 0,1, 0,15, 0,2, 0,25, 0,3, 0,35, 0,4, 0,45, 0,5, 0,55, 0,6, 0,65, 0,7, 0,75, 0,8, 0,85, 0,9, 0,95, 1, 1,05, 1,1, 1,15, 1,2, 1,25, 1,3, 1,35, 1,4, 1,45, 1,5, 1,55, 1,6, 1,65, 1,7, 1,75, 1,8, 1,85, 1,9, 1,95, 2, 2,5, 3, 3,5, 4, 4,5, 5, 5,5 ou 6, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être dans une plage comprise entre 0,3 et 4,5, 0,4 et 4, 1 et 4,5, ou 1,4 et 4. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être dans la plage de 0,434 à 1,77 et de préférence peut être dans la plage de 0,488 à 1,62 et plus préférablement peut être dans la plage de 0,542 à 1,48. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être dans la plage de 0,00776 à 0,0553 et de préférence peut être dans la plage de 0,00874 à 0,0507 et plus préférablement peut être dans la plage de 0,00971 à 0,0461. peut être dans la plage de 85,4 kN à 172 kN et de préférence peut être dans la plage de 96,1 kN à 158 kN et de préférence peut être dans la plage de 106 kN à 144 kN. peut être dans la plage de 5,98 kN à 12,1 kN et de préférence peut être dans la plage de 6,72 kN à 11,1 kN et plus préférablement peut être dans la plage de 7,47 kN à 10,1 kN. peut être dans la plage de 89,0 kN à 157 kN et de préférence peut être dans la plage de 100 kN à 144 kN et plus préférablement peut être dans la plage de 111 kN à 131 kN. peut être dans la plage de 6,23 kN à 11,0 kN et de préférence peut être dans la plage de 7,00 kN à 10,1 kN et plus préférablement peut être dans la plage de 7,78 kN à 9,13 kN. peut être dans la plage de 50 kN à 85 kN et de préférence dans la plage de 57 kN à 78 kN et de préférence dans la plage de 60 kN à 73 kN, et de préférence dans la plage de 60 kN à 70 kN. peut être dans la plage de 3,5 kN à 6 kN et de préférence dans la plage de 4 kN à 5,5 kN et de préférence dans la plage de 4,2 kN à 5,2 kN, et de préférence dans la plage de 4,2 kN à 5 kN. Selon un dixième aspect, un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz du neuvième aspect est fourni, le procédé comprenant la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Selon un onzième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être défini comme : où : EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; et EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; est la poussée du moteur à turbine à gaz à environ 100 % de la poussée disponible en kN dans les conditions de fonctionnement données, est la poussée du moteur à turbine à gaz à environ 7 % de la poussée disponible en kN dans les conditions de fonctionnement données ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est supérieur à 0,001 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. L’un quelconque du rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée, et peut être tel que défini en relation avec le neuvième aspect. Selon un douzième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être défini comme : où : EI croisière ( appauvrie ) peut être défini comme : EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; EI montée est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; et BPR est le rapport de dérivation du moteur à turbine à gaz ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD est supérieur à 0,2 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être inférieur à 0,119 et de préférence peut être inférieur à 0,109 et plus préférablement peut être inférieur à 0,0989. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être inférieur à 0,101 et de préférence peut être inférieur à 0,0922 et plus préférablement peut être inférieur à 0,0838. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être inférieur ou égal à 0,095 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,092 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,089. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être inférieur ou égal à 0,106 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,0972 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,0883. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être inférieur ou égal à 0,0887 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,0813, et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,0739. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être supérieur ou égal à 0,0519 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,0584, et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,0649. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être supérieur ou égal à 0,0578 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,0651, et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,0723. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être dans la plage de 0,0519 à 0,106 et de préférence peut être dans la plage de 0,0584 à 0,0972 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,0649 à 0,0883. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être dans la plage de 0,0519 à 0,0887 et de préférence peut être dans la plage de 0,0584 à 0,0813 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,0649 à 0,0739. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être dans la plage de 0,0578 à 0,106 et de préférence peut être dans la plage de 0,0651 à 0,0972 et plus préférablement peut être dans la plage de 0,0723 à 0,0883. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être inférieur à 0,01, 0,02, 0,03, 0,04, 0,05, 0,06, 0,07, 0,08, 0,09, 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, ou 0,2, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. BPR peut être dans la plage de 6,63 à 13,4 et de préférence peut être dans la plage de 7,46 à 12,3 et de préférence en outre peut être dans la plage de 8,29 à 11,1. BPR peut être dans la plage de 8,36 à 13,4 et de préférence peut être dans la plage de 9,40 à 12,3 et de préférence en outre peut être dans la plage de 10,4 à 11,1. BPR peut être dans la plage de 6,63 à 10,3 et de préférence peut être dans la plage de 7,46 à 9,38 et de préférence en outre peut être dans la plage de 8,29 à 8,53. BPR peut être dans la plage de 3,5 à 6,5 et plus préférablement dans la plage de 4 à 6 et encore plus préférablement dans la plage de 4 à 5 ou de 5 à 6. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être défini comme : où : EI croisière (riche) peut être défini comme : EI montée est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes ; EI approche est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; et EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD est inférieur à 20. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être inférieur à 19 et de préférence peut être inférieur à 17,5 et plus préférablement peut être inférieur à 15,9. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être inférieur ou égal à 12 et de préférence peut être inférieur ou égal à 9 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 6. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être inférieur ou égal à 4,54 et de préférence peut être inférieur ou égal à 4,17 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 3,79. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être inférieur ou égal à 0,066 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,0605 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,055. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être supérieur ou égal à 0,0374 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,0421 et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,0468. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être supérieur ou égal à 1,41 et de préférence peut être supérieur ou égal à 1,58 et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 1,76. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être dans la plage de 0,0374 à 4,54, de préférence peut être dans la plage de 0,0421 à 4,17 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,0468 à 3,79. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être dans la plage de 0,0374 à 0,0660, de préférence peut être dans la plage de 0,0421 à 0,0605 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,0468 à 0,0550. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être dans la plage de 1,41 à 4,54, de préférence peut être dans la plage de 1,58 à 4,17 et de préférence en outre peut être dans la plage de 1,76 à 3,79. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être inférieur à 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, ou 20, ou au sein d’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être inférieur à 0,03, 0,33, 0,63, 0,93, 1,23, 1,53, 1,83, 2,13, 2,43, 2,73, 3,03, 3,33, 3,63, 3,93, 4,23, 4,53, 4,83, 5,13, 5,43, 5,73, ou 6,03, ou au sein d’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Selon un treizième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être défini comme : où : EI croisière (riche) peut être défini comme : EI montée est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; EI approche est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; BPR est le rapport de dérivation du moteur à turbine à gaz ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD est supérieur à 20 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD et/ou le BPR peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le douzième aspect. Selon un quatorzième aspect, un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz du douzième ou treizième aspect est fourni, le procédé comprenant la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Selon un quinzième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être défini comme : où : EI croisière ( appauvrie ) peut être défini comme : EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; EI montée est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; et BPR est le rapport de dérivation du moteur à turbine à gaz ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD est supérieur à 0,2 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD et/ou le BPR peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le douzième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être défini comme : où : EI croisière (riche) peut être défini comme : EI montée est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes ; EI approche est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être inférieur à 20. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD et/ou le BPR peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le douzième aspect. Selon un seizième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être défini comme : où : EI croisière (riche) peut être défini comme : EI montée est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; EI approche est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; BPR est le rapport de dérivation du moteur à turbine à gaz ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être inférieur à 20 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD et/ou le BPR peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le douzième aspect. Selon un dix-septième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être défini comme : où : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être inférieur ou égal à 0,93, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,86, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,79. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être inférieur ou égal à 0,776, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,711, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,646. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être supérieur ou égal à 0,15, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,3, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,45. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être supérieur ou égal à 0,516, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,581, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,645. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être dans la plage de 0,516 à 0,776, et de préférence peut être dans la plage de 0,581 à 0,711, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,645 à 0,646. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être de 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, 0,61, 0,62, 0,63, 0,64, 0,65, 0,66, 0,67, 0,68, 0,69, 0,7, 0,71, 0,72, 0,73, 0,74, 0,75, 0,76, 0,77, 0,78, 0,79, 0,8, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou pour des conditions de fonctionnement données différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement données auxquelles EI montée ,SAF est calculé et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être inférieur ou égal à 0,9, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,75, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,6. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être inférieur ou égal à 0,57, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,523, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,475. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être supérieur ou égal à 0,1, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,2, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,3. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être supérieur ou égal à 0,379, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,427, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,474. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être dans la plage de 0,379 à 0,570, et de préférence peut être dans la plage de 0,427 à 0,523, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,474 à 0,475. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être inférieur à 0,4, 0,41, 0,42, 0,43, 0,44, 0,45, 0,46, 0,47, 0,48, 0,49, 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou pour des conditions de fonctionnement données différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement données auxquelles EI approche ,SAF est calculé et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être inférieur ou égal à 0,8, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,5, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,2. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être inférieur ou égal à 0,185, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,169, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,154. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être supérieur ou égal à 0,03, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,06, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,09. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être supérieur ou égal à 0,122, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,138, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,153. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être dans la plage de 0,122 à 0,185, et de préférence peut être dans la plage de 0,138 à 0,169, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,153 à 0,154. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être de 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou pour des conditions de fonctionnement données différentes, et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; et EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement données auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être inférieur ou égal à 0,8, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,5, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,2. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être inférieur ou égal à 0,115, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,106, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,0959. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être supérieur ou égal à 0,02, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,04, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,06. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être supérieur ou égal à 0,0766, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,0862, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,0958. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être dans la plage de 0,0766 à 0,115, et de préférence peut être dans la plage de 0,0862 à 0,106, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,0958 à 0,0959. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être 0,08, 0,09, 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, ou au sein d’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Selon un dix-huitième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement données auxquelles EI montée ,SAF est calculé et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Selon un dix-neuvième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement données auxquelles EI approche ,SAF est calculé et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le dix-septième aspect. Selon un vingtième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; et EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement données auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le dix-septième aspect. Selon un vingt-et-unième aspect, un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz de l’un quelconque des dix-septième, dix-huitième, dix-neuvième ou vingtième aspects est fourni, le procédé comprenant fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Selon un vingt-deuxième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être défini comme : où : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou pour des conditions de fonctionnement données différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement données auxquelles EI montée ,SAF est déterminé et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou pour des conditions de fonctionnement données différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement données auxquelles EI approche ,SAF est déterminé et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou pour des conditions de fonctionnement données différentes, et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; et EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement données auxquelles EI ralenti ,SAF est déterminé et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Selon un vingt-troisième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement données auxquelles EI montée ,SAF est déterminé et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Selon un vingt-quatrième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement données auxquelles EI approche ,SAF est déterminé et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Selon un vingt-cinquième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; et EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement données auxquelles EI ralenti ,SAF est déterminé et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Selon un vingt-sixième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être défini comme : où : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s quand le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données ; le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz en kg/s est inférieur à 2 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être supérieur à zéro. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être inférieur à 1,29, plus préférablement peut être inférieur à 1,19 et encore plus préférablement peut être inférieur à 1,08. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,384 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,432 et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,481. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,834, plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,764 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,695. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être dans la plage de 0,384 à 0,834 et de préférence peut être dans la plage de 0,432 à 0,764 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,481 à 0,695. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,453 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,509 et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,566. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être dans la plage de 0,453 à 0,834 et de préférence peut être dans la plage de 0,509 à 0,764 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,566 à 0,695. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être 0,38, 0,384, 0,4, 0,42, 0,44, 0,46, 0,48, 0,5, 0,52, 0,54, 0,56, 0,58, 0,6, 0,62, 0,64, 0,66, 0,68, 0,7, 0,72, 0,74, 0,76, 0,78, 0,8, 0,82, 0,83, 0,834 ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Alternativement, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,45 et 0,65 ou 0,45 et 0,6. peut être dans la plage de 0,595 à 1,29 kg/s et de préférence peut être dans la plage de 0,670 à 1,19 kg/s, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,744 à 1,08 kg/s. peut être dans la plage de 0,595 à 1,28 kg/s et de préférence peut être dans la plage de 0,670 à 1,17 kg/s, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,744 à 1,07 kg/s. peut être dans la plage de 0,701 à 1,29 kg/s et de préférence peut être dans la plage de 0,788 à 1,19 kg/s, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,876 à 1,08 kg/s. peut être dans la plage de 0,551 à 0,850 kg/s. peut être dans la plage de 0,551 à 0,750 kg/s. Un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s quand le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF et EI montée ,FF sont calculés ; et dans lequel le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz en kg/s peut être inférieur à 2. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être supérieur à zéro. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM de montée en kg/s peut être inférieur à 1,05, plus préférablement peut être inférieur à 0,96 et encore plus préférablement peut être inférieur à 0,873. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,234 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,263 et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,292. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,498, plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,456 et de préférence en outre en outre peut être inférieur ou égal à 0,415. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être dans la plage de 0,234 à 0,498 et de préférence peut être dans la plage de 0,263 à 0,456 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,292 à 0,415. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM de montée en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,496 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,455 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,413. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être dans la plage de 0,234 à 0,496 et de préférence peut être dans la plage de 0,263 à 0,455 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,292 à 0,413. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,274 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,308 et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,342. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM de montée en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,498 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,456 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,415. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être dans la plage de 0,274 à 0,498 et de préférence peut être dans la plage de 0,308 à 0,456 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,342 à 0,415. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être inférieur ou égal à 0,23, 0,234, 0,24, 0,26, 0,28, 0,3, 0,32, 0,34, 0,36, 0,38, 0,4, 0,42, 0,44, 0,46, 0,48, 0,498, 0,5, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Alternativement, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,275 et 0,475 ou 0,3 et 0,4 peut être dans la plage de 0,492 à 1,05 kg/s et de préférence peut être dans la plage de 0,554 à 0,960 kg/s, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,616 à 0,873 kg/s. peut être dans la plage de 0,492 à 1,05 kg/s et de préférence peut être dans la plage de 0,554 à 0,957 kg/s, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,616 à 0,870 kg/s. peut être dans la plage de 0,577 à 1,05 kg/s et de préférence peut être dans la plage de 0,649 à 0,960 kg/s, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,721 à 0,873 kg/s. peut être dans la plage de 0,461 à 0,650 kg/s. peut être dans la plage de 0,461 à 0,600 kg/s. Un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI approche ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s quand le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI approche ,SAF et EI approche ,FF sont calculés ; et dans lequel le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz en kg/s peut être inférieur à 0,4. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être supérieur à zéro. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être inférieur à 0,343, plus préférablement peut être inférieur à 0,314 et encore plus préférablement peut être inférieur à 0,286. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,0269 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,0302 et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,0336. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,0526, plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,0482 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,0439. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être dans la plage de 0,0269 à 0,0526 et de préférence peut être dans la plage de 0,0302 à 0,0482 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,0336 à 0,0439. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,0524 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,0480 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,0437. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être dans la plage de 0,0269 à 0,0524 et de préférence peut être dans la plage de 0,0302 à 0,0480 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,0336 à 0,0437. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,0301 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,0339 et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,0376. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,0526 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,0482 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,0439. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être dans la plage de 0,0301 à 0,0526 et de préférence peut être dans la plage de 0,0339 à 0,0482 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,0376 à 0,0439. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être 0,026, 0,0269, 0,028, 0,03, 0,032, 0,034, 0,036, 0,038, 0,04, 0,042, 0,044, 0,046, 0,048, 0,05, 0,052, 0,0526, 0,053, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Alternativement, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,02 et 0,1 ou 0,05 et 0,075. peut être dans la plage de 0,175 à 0,343 kg/s et de préférence peut être dans la plage de 0,197 à 0,314 kg/s, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,219 à 0,286 kg/s. peut être dans la plage de 0,175 à 0,341 kg/s et de préférence peut être dans la plage de 0,197 à 0,313 kg/s, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,219 à 0,284 kg/s. peut être dans la plage de 0,196 à 0,343 kg/s, et de préférence peut être dans la plage de 0,220 à 0,314 kg/s, et plus préférablement dans la plage de 0,245 à 0,286 kg/s. peut être dans la plage de 0,166 à 0,300 kg/s. peut être dans la plage de 0,166 à 0,250 kg/s. Un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s quand le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF et EI ralenti ,FF sont calculés ; et dans lequel le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz en kg/s peut être inférieur à 0,2. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être supérieur à zéro. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être inférieur à 0,118, et plus préférablement peut être inférieur à 0,108 et encore plus préférablement peut être inférieur à 0,0981. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,00666, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,00749 et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,00833. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,0113, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,0104 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,0094. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être dans la plage de 0,00666 à 0,0113, et de préférence peut être dans la plage de 0,00749 à 0,0104 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,00833 à 0,0094. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,00682, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,00767 et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,00853. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,0112, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,0103 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,00929. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être dans la plage de 0,00682 à 0,0112, et de préférence peut être dans la plage de 0,00767 à 0,0103 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,00853 à 0,00929. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être 0,0065, 0,00666, 0,007, 0,0075, 0,008, 0,0085, 0,009, 0,0095, 0,01, 0,0113, 0,015, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Alternativement, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,01 et 0,03 ou 0,015 et 0,025. peut être dans la plage de 0,0695 à 0,118 kg/s, et de préférence peut être dans la plage de 0,0782 à 0,108 kg/s, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,0869 à 0,0981 kg/s. peut être dans la plage de 0,0712 à 0,117 kg/s, et de préférence peut être dans la plage de 0,0801 à 0,107 kg/s, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,0890 à 0,0970 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0850 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0750 kg/s. Selon un vingt-septième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s quand le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF et EI montée ,FF sont calculés ; le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz est kg/s est inférieur à 2 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Selon un vingt-huitième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI approche ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s quand le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI approche ,SAF et EI approche ,FF sont calculés ; et dans lequel le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz en kg/s est inférieur à 0,4 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Selon un vingt-neuvième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s quand le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF et EI ralenti ,FF sont calculés ; le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz en kg/s est inférieur à 0,2 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Selon un trentième aspect, un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz du vingt-sixième, vingt-septième, vingt-huitième ou vingt-neuvième aspect est fourni, le procédé comprenant la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Selon un trente-et-unième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être défini comme : où : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s quand le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données ; le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s est inférieur à 2 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s quand le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF et EI montée ,FF sont calculés ; et dans lequel le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz en kg/s peut être inférieur à 2. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI approche ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s quand le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI approche ,SAF et EI approche ,FF sont calculés ; et dans lequel le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz en kg/s peut être inférieur à 0,4. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s quand le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF et EI ralenti ,FF sont calculés ; et dans lequel le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz en kg/s peut être inférieur à 0,2. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Selon un trente-deuxième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s quand le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF et EI montée ,FF sont calculés ; le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz en kg/s est inférieur à 2 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Selon un trente-troisième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI approche ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s quand le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI approche ,SAF et EI approche ,FF sont calculés ; le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz en kg/s est inférieur à 0,4 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Selon un trente-quatrième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et dans lequel : un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s quand le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF et EI ralenti ,FF sont calculés ; le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz en kg/s est inférieur à 0,2 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Selon un trente-cinquième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être défini comme : où : EI croisière( appauvrie ) ,SAF peut être défini comme : EI croisière( appauvrie ) ,FF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être inférieur ou égal à 0,9 et de préférence inférieur ou égal à 0,8. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être inférieur ou égal à 0,732, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,671 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,61. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être supérieur ou égal à 0,455, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,512 et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,569. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être dans la plage de 0,455 à 0,732, et de préférence peut être dans la plage de 0,512 à 0,671 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,569 à 0,610. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,70, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou dans l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être dans une plage comprise entre 0,65 et 0,85 ou 0,7 et 0,75. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être de 0,45, 0,455, 0,46, 0,47, 0,48, 0,49, 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, 0,61, 0,62, 0,63, 0,64, 0,65, 0,66, 0,67, 0,68, 0,69, 0,7, 0,71, 0,72, 0,73, 0,732, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être inférieur ou égal à 0,8 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,6, et encore de préférence peut être inférieur ou égal à 0,4 et encore de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,2. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être inférieur ou égal à 0,178, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,164 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,149. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être supérieur ou égal à 0,118 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,133 et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,148. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être dans la plage de 0,118 à 0,178 et de préférence peut être dans la plage de 0,133 à 0,164 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,148 à 0,149. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou dans l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être dans une plage comprise entre 0,25 et 0,4 ou 0,3 et 0,35. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être de 0,118, 0,12, 0,125, 0,13, 0,135, 0,14, 0,145, 0,15, 0,155, 0,16, 0,165, 0,17, 0,175, 0,178, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être défini comme : où : EI croisière( appauvrie ) ,SAF peut être défini comme : EI croisière( appauvrie ) ,FF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être inférieur ou égal à 0,98 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,96. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être inférieur ou égal à 0,95, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,944. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être supérieur ou égal à 0,704, de préférence supérieur ou égal à 0,792 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,88. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être dans la plage de 0,704 à 0,960, et de préférence peut être dans la plage de 0,792 à 0,950 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,880 à 0,944. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être dans une plage comprise entre 0,91 et 0,99 ou 0,93 et 0,97. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être 0,7, 0,704, 0,725, 0,75, 0,775, 0,8, 0,825, 0,85, 0,875, 0,9, 0,925, 0,95, 0,96, ou au sein d’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI croisière( appauvrie ) ,SAF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière( appauvrie ) ,FF peut être défini comme : EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie est inférieur ou égal à 0,8, de préférence inférieur ou égal à 0,6, encore de préférence inférieur ou égal à 0,4, et encore de préférence en outre inférieur ou égal à 0,3. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être inférieur ou égal à 0,203, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,186 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,169. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être supérieur ou égal à 0,125, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,141 et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,157. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être dans la plage de 0,125 à 0,203, et de préférence peut être dans la plage de 0,141 à 0,186, et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,157 à 0,169. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être dans une plage comprise entre 0,3 et 0,4 ou 0,3 et 0,35. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être 0,125, 0,13, 0,135, 0,14, 0,145, 0,15, 0,155, 0,16, 0,165, 0,17, 0,175, 0,18, 0,185, 0,19, 0,195, 0,2, 0,203, ou au sein d’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être défini comme : où : EI croisière(riche) ,SAF peut être défini comme : EI croisière(riche) ,FF peut être défini comme : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être inférieur ou égal à 0,8 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,6 et encore de préférence peut être inférieur ou égal à 0,4. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être inférieur ou égal à 0,303, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,278 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,252. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être supérieur ou égal à 0,123, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,138 et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,154. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être dans la plage de 0,123 à 0,303, et de préférence peut être dans la plage de 0,138 à 0,278 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,154 à 0,252. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être dans une plage comprise entre 0,45 et 0,7 ou 0,5 et 0,65. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être inférieur à 0,12, 0,123, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, 0,21, 0,22, 0,23, 0,24, 0,25, 0,26, 0,27, 0,28, 0,29, 0,3, 0,303, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être défini comme : où : EI croisière(riche) ,SAF peut être défini comme : et EI croisière(riche) ,FF peut être défini comme : et où : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être inférieur ou égal à 0,8, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,6, et encore de préférence peut être inférieur ou égal à 0,5. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être inférieur ou égal à 0,469, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,43 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,391. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être supérieur ou égal à 0,191, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,214 et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,238. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être dans la plage de 0,191 à 0,469, de préférence peut être dans la plage de 0,214 à 0,430 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,238 à 0,391. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être dans une plage comprise entre 0,65 et 0,9 ou 0,7 et 0,85 ou 0,75 et 0,8. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être de 0,19, 0,191, 0,2, 0,21, 0,22, 0,23, 0,24, 0,25, 0,26, 0,27, 0,28, 0,29, 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39, 0,4, 0,41, 0,42, 0,43, 0,44, 0,45, 0,46, 0,469, 0,47, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière(riche) ,SAF peut être défini comme : EI croisière(riche) ,FF peut être défini comme : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être inférieur ou égal à 0,9 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,8. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être inférieur ou égal à 0,746, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,683 et de préférence en outre peut être inférieur ou égal à 0,621. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être supérieur ou égal à 0,304, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,342 et de préférence en outre peut être supérieur ou égal à 0,38. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être dans la plage de 0,304 à 0,746, et de préférence peut être dans la plage de 0,342 à 0,683 et de préférence en outre peut être dans la plage de 0,380 à 0,621. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être dans une plage comprise entre 0,3 et 0,5, ou 0,35 et 0,45. Le rapport de l’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être 0,3, 0,304, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39, 0,4, 0,41, 0,42, 0,43, 0,44, 0,45, 0,46, 0,47, 0,48, 0,49, 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, 0,61, 0,62, 0,63, 0,64, 0,65, 0,66, 0,67, 0,68, 0,69, 0,7, 0,71, 0,72, 0,73, 0,74, 0,746, 0,75 ou au sein d’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs Selon un trente-sixième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un trente-septième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être défini comme : où : EI croisière( appauvrie ) ,SAF peut être défini comme : EI croisière( appauvrie ) ,FF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un trente-huitième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI croisière( appauvrie ) ,SAF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière( appauvrie ) ,FF peut être défini comme : EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un trente-neuvième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être défini comme : où : EI croisière(riche) ,SAF peut être défini comme : EI croisière(riche) ,FF peut être défini comme : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarantième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être défini comme : où : EI croisière(riche) ,SAF peut être défini comme : et EI croisière(riche) ,FF peut être défini comme : et où : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-et-unième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une quelconque ou plusieurs des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière(riche) ,SAF peut être défini comme : EI croisière(riche) ,FF peut être défini comme : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-deuxième aspect, un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz de l’un quelconque ou plusieurs des trente-cinquième, trente-sixième, trente-septième, trente-huitième, trente-neuvième, quarantième, ou quarante-et-unième aspect est fourni, le procédé comprenant la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Selon un quarante-troisième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être défini comme : où : EI croisière( appauvrie ) ,SAF peut être défini comme : EI croisière( appauvrie ) ,FF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie est supérieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être défini comme : où : EI croisière( appauvrie ) ,SAF peut être défini comme : EI croisière( appauvrie ) ,FF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI croisière( appauvrie ) ,SAF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière( appauvrie ) ,FF peut être défini comme : EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être défini comme : où : EI croisière(riche) ,SAF peut être défini comme : EI croisière(riche) ,FF peut être défini comme : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être défini comme : où : EI croisière(riche) ,SAF peut être défini comme : et EI croisière(riche) ,FF peut être défini comme : et où : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière(riche) ,SAF peut être défini comme : EI croisière(riche) ,FF peut être défini comme : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-quatrième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-cinquième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être défini comme : où : EI croisière( appauvrie ) ,SAF peut être défini comme : EI croisière( appauvrie ) ,FF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-sixième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI croisière( appauvrie ) ,SAF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière( appauvrie ) ,FF peut être défini comme : EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-septième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être défini comme : où : EI croisière(riche) ,SAF peut être défini comme : EI croisière(riche) ,FF peut être défini comme : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-huitième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être défini comme : où : EI croisière(riche) ,SAF peut être défini comme : et EI croisière(riche) ,FF peut être défini comme : et où : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-neuvième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être défini comme : où : EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière(riche) ,SAF peut être défini comme : EI croisière(riche) ,FF peut être défini comme : EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant d’aviation durable ; et EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes du système en mg/kg du moteur à turbine à gaz quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti ,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Dans l’un quelconque des aspects définis ci-dessus, l’un quelconque ou plusieurs des indices d’émissions du moteur à turbine à gaz peuvent être définis comme suit : EI maxTO peut être dans la plage de 0,00893 à 4,72 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0100 à 4,33 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0111 à 3,94 mg/kg. EI maxTO peut être dans la plage de 0,767 à 4,72 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,863 à 4,33 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,959 à 3,94 mg/kg. EI maxTO peut être dans la plage de 0,00893 à 0,0809 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0100 à 0,0741 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0111 à 0,0674 mg/kg. EI maxTO,SAF peut être dans la plage de 0,00893 à 3,05 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0100 à 2,80 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0111 à 2,54 mg/kg. EI maxTO,SAF peut être dans la plage de 0,767 à 3,05 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,863 à 2,80 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,959 à 2,54 mg/kg. EI maxTO,SAF peut être dans la plage de 0,00893 à 0,0523 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0100 à 0,0479 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0111 à 0,0436 mg/kg. EI maxTO,SAF peut être dans la plage de 0,00893 à 4,71 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0100 à 4,32 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0111 à 3,93 mg/kg. EI maxTO,SAF peut être dans la plage de 0,767 à 4,71 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,863 à 4,32 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,959 à 3,93 mg/kg. EI maxTO,SAF peut être dans la plage de 0,00893 à 0,0808 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0100 à 0,0740 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0111 à 0,0673 mg/kg. EI maxTO,FF peut être dans la plage de 0,0138 à 4,72 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0155 à 4,33 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0172 à 3,94 mg/kg. EI maxTO,FF peut être dans la plage de 1,18 à 4,72 mg/kg et de préférence dans la plage de 1,33 à 4,33 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 1,48 à 3,94 mg/kg. EI maxTO,FF peut être dans la plage de 0,0138 à 0,0809 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0155 à 0,0741 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0172 à 0,0674 mg/kg. EI montée peut être dans la plage de 0,00438 à 2,30 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,00493 à 2,11 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,00548 à 1,92 mg/kg. EI montée peut être dans la plage de 0,460 à 2,30 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,517 à 2,11 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,575 à 1,92 mg/kg. EI montée peut être dans la plage de 0,00438 à 0,0221 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,00493 à 0,0202 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,00548 à 0,0184 mg/kg. EI montée ,SAF peut être dans la plage de 0,00438 à 1,09 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,00493 à 0,999 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,00548 à 0,909 mg/kg. EI montée ,SAF peut être dans la plage de 0,460 à 1,09 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,517 à 0,999 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,575 à 0,909 mg/kg. EI montée ,SAF peut être dans la plage de 0,00438 à 0,0105 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,00493 à 0,00959 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,00548 à 0,00872 mg/kg. EI montée ,SAF peut être dans la plage de 0,00438 à 2,29 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,00493 à 2,10 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,00548 à 1,91 mg/kg. EI montée ,SAF peut être dans la plage de 0,460 à 2,29 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,517 à 2,10 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,575 à 1,91 mg/kg. EI montée ,SAF peut être dans la plage de 0,00438 à 0,0220 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,00493 à 0,0201 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,00548 à 0,0183 mg/kg. EI montée ,FF peut être dans la plage de 0,00923 à 2,30 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0103 à 2,11 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0115 à 1,92 mg/kg. EI montée ,FF peut être dans la plage de 0,969 à 2,30 mg/kg et de préférence dans la plage de 1,09 à 2,11 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 1,21 à 1,92 mg/kg. EI montée ,FF peut être dans la plage de 0,00923 à 0,0221 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0103 à 0,0202 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0115 à 0,0184 mg/kg. EI approche peut être dans la plage de 0,337 à 12,6 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,379 à 11,6 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,421 à 10,5 mg/kg. EI approche peut être dans la plage de 0,571 à 9,89 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,643 à 9,07 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,714 à 8,25 mg/kg. EI approche ,SAF peut être dans la plage de 0,337 à 1,94 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,379 à 1,78 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,421 à 1,62 mg/kg. EI approche ,SAF peut être dans la plage de 0,571 à 1,52 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,643 à 1,40 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,714 à 1,27 mg/kg. EI approche ,SAF peut être dans la plage de 0,337 à 12,5 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,379 à 11,5 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,421 à 10,4 mg/kg. EI approche ,SAF peut être dans la plage de 0,571 à 9,88 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,643 à 9,06 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,714 à 8,24 mg/kg. EI approche ,FF peut être dans la plage de 2,19 à 12,6 mg/kg et de préférence dans la plage de 2,47 à 11,6 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 2,74 à 10,5 mg/kg. EI approche ,FF peut être dans la plage de 3,72 à 9,89 mg/kg et de préférence dans la plage de 4,18 à 9,07 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 4,65 à 8,25 mg/kg. EI ralenti peut être dans la plage de 0,0525 à 1,55 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0591 à 1,43 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0657 à 1,30 mg/kg. EI ralenti peut être dans la plage de 0,0858 à 1,55 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0966 à 1,43 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,107 à 1,30 mg/kg. EI ralenti peut être dans la plage de 0,0525 à 1,01 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0591 à 0,925 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0657 à 0,841 mg/kg. EI ralenti ,SAF peut être dans la plage de 0,0525 à 0,149 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0591 à 0,137 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0657 à 0,124 mg/kg. EI ralenti ,SAF peut être dans la plage de 0,0858 à 0,149 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0966 à 0,137 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,107 à 0,124 mg/kg. EI ralenti ,SAF peut être dans la plage de 0,0525 à 0,0967 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0591 à 0,0886 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0657 à 0,0806 mg/kg. EI ralenti ,SAF peut être dans la plage de 0,0525 à 1,54 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0591 à 1,42 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0657 à 1,29 mg/kg. EI ralenti ,SAF peut être dans la plage de 0,0858 à 1,54 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0966 à 1,42 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,107 à 1,29 mg/kg. EI ralenti ,SAF peut être dans la plage de 0,0525 à 1,00 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0591 à 0,924 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0657 à 0,840 mg/kg. EI ralenti ,FF peut être dans la plage de 0,548 à 1,55 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,617 à 1,43 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,686 à 1,30 mg/kg. EI ralenti ,FF peut être dans la plage de 0,896 à 1,55 mg/kg et de préférence dans la plage de 1,00 à 1,43 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 1,12 à 1,30 mg/kg. EI ralenti ,FF peut être dans la plage de 0,548 à 1,01 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,617 à 0,925 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,686 à 0,841 mg/kg. Les déclarations suivantes peuvent s’appliquer à l’un quelconque des premier à quarante-neuvième aspects définis ci-dessus : Le rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut être dans la plage de 1:3 à 1:4, ou de préférence dans la plage de 1:3,5 à 1:4. Le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut comporter entre 1 et 10 tuyères de pulvérisation de carburant. Le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut comporter entre 3 et 5 tuyères de pulvérisation de carburant. Le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut comporter entre 10 et 25 tuyères de pulvérisation de carburant. Le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut comporter entre 13 et 20 tuyères de pulvérisation de carburant. Le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut comporter entre 13 et 17 tuyères de pulvérisation de carburant. Le dispositif combustor peut comprendre un ou plusieurs allumeurs. Chacun du premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut être situé plus près d’un ou plusieurs des allumeurs respectifs que le second sous-ensemble. En complément ou alternativement, un ou plusieurs des allumeurs peuvent être agencés diamétralement opposés à un autre ou plusieurs des allumeurs. Le carburant fourni au dispositif combustor peut comprendre un %SAF dans la plage de 50 % à 100 %. Le carburant fourni au dispositif combustor peut comprendre un %SAF dans la plage de 70 % à 100 %. Le carburant fourni au dispositif combustor peut comprendre un %SAF dans la plage de 90 % à 100 %. L’une quelconque des caractéristiques divulguées ci-dessus en relation avec un aspect peut être combinée à la caractéristique d’un autre aspect sauf si elles sont mutuellement exclusives. Comme indiqué ailleurs ici, la présente description peut s’appliquer à une quelconque configuration pertinente d’un moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, un moteur à turbine à gaz à double flux, un moteur à turbine à gaz à rotor ouvert (dans lequel l’hélice n’est pas entourée par une nacelle), un moteur à turbopropulseur ou un turboréacteur. Un tel moteur quelconque peut être ou non pourvu d’une chambre de postcombustion. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, conçu pour des applications de génération de puissance terrestre ou marine. Un moteur à turbine à gaz en conformité avec un aspect quelconque de la présente description peut comprendre un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des aubes de soufflante). Une telle soufflante peut être située en amont du cœur de moteur. En variante, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante située en aval du cœur de moteur, par exemple dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur (auquel cas la soufflante peut être dénommée hélice). Un moteur selon la présente divulgation peut être un moteur à turbine à gaz. 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 divulgation peut être un moteur à turbine à gaz 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 un quelconque ou plusieurs 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 composée »), par exemple à deux étages de réduction. Le réducteur peut avoir l’un quelconque rapport d’engrenage 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 le rapport d’engrenage peut être supérieur à, ou peut être l’un quelconque des suivants : 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4,0, 4,1 ou 4,2. Le rapport d’engrenage peut être 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). Le rapport d’engrenage peut être, par exemple, supérieur à 2,5, par exemple dans la plage allant de 3,0 à 4,2, ou allant de 3,2 à 3,8. Strictement à titre d’exemple, le réducteur peut être un réducteur en « étoile » ayant un rapport d’engrenage dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,0 à 3,1. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,3 à 3,6, ou allant de 3,6 à 4,2. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur composé, par exemple un réducteur en étoile composé, ayant un rapport d’engrenage de, ou d’au moins : 4,0, 4,5, 5,0, 5,5, 6,0, 6,5, 7,0, 7,5, 8,0, 8,5, 9,0, 9,5, 10,0, 10,5, 11,0, 11,5, 12,0, 12,5, 13,0, 13,5, 14,0. Le rapport d’engrenage d’un réducteur composé, par exemple un réducteur en étoile composé, peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 4,0 à 14,0, ou de 6,0 à 12,0, ou de 8,0 à 10,0. 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, le dispositif combustor peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) deuxième compresseur, lorsqu’un deuxième compresseur est fourni. À titre d’exemple supplémentaire, le débit à la sortie vers le dispositif combustor peut être fourni à l’entrée de la deuxième turbine, lorsqu’une deuxième turbine est fournie. Le dispositif combustor peut être fourni en amont de la ou des turbines. Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le deuxième compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n’importe quel nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’ailettes 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’ailettes 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 »). Alternativement, un tel moteur peut, par exemple, comprendre 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 10 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). Alternativement, un tel moteur peut, par exemple, comprendre 7, 8 ou 9 étages dans un premier compresseur (ou « à pression intermédiaire ») et 5, 6 ou 7 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, 13, 14 ou 15 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, 9, ou 10 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’ailettes de rotor et une rangée d’aubes de stator. Les rangées respectives d’ailettes de rotor et d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. Dans chaque étage, la rangée d’ailettes de rotor peut être agencée en aval de la rangée respective d’aubes de stator. À titre d’exemple, le moteur à turbine à gaz peut comprendre 5, 6, 7, 8, ou 9 étages de turbine. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » comprenant 5, 6, ou 7 étages de turbine. Un tel moteur à turbine à gaz à engrenages peut comprendre une deuxième turbine (« haute pression ») ayant 2 étages. Un tel moteur à turbine à gaz à engrenages peut comprendre une première turbine (ou « basse pression ») ayant 3, ou 4 étages. À titre d’exemple supplémentaire, 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. Un tel moteur à turbine à gaz à entraînement direct peut comprendre une deuxième turbine (ou « haute pression ») ayant 2 étages. Alternativement, un tel moteur peut, par exemple, comprendre une deuxième turbine (ou « à pression intermédiaire ») ayant 1, 2 ou 3 étages. Un tel moteur à turbine à gaz à entraînement direct peut également comprendre une troisième turbine (ou « haute pression ») ayant 1, 2 ou 3 étages Chaque ailette de soufflante peut être définie comme ayant une portée radiale s’étendant d’un pied (ou d’un moyeu) au niveau d’un emplacement radialement interne lavé par les gaz, ou une position de portée de 0 %, jusqu’à une pointe à une position de portée de 100 %. Le rapport du rayon de l’aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l’aube de soufflante au niveau de la pointe peut être inférieur à, ou peut être l’un quelconque de : 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,30, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26, ou 0,25. Le rapport du rayon de l’aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l’aube de soufflante au niveau de la pointe peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0,28 à 0,32, ou de 0,29 à 0,30. Ces rapports peuvent être couramment désignés comme le rapport du moyeu à la pointe. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport du moyeu à la pointe peut être dans la plage allant de 0,40 à 0,50, de 0,42 à 0,48, ou de 0,43 à 0,47. 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’ailette. Le rapport du moyeu à la pointe fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de l’ailette 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 ailette 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, peut être l’un quelconque de : 110 cm, 120 cm, 130 cm, 140 cm, 150 cm, 160 cm, 170 cm, 180 cm, 190 cm, 200 cm, 205 cm, 206 cm, 207 cm, 208 cm, 209 cm, 210 cm, 211 cm, 212 cm, 213 cm, 214 cm, 215 cm, 216 cm, 217 cm, 218 cm, 219 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), 345 cm, 350 cm, 355 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 110 cm à 120 cm, 120 cm à 130 cm, 210 cm à 240 cm, de 250 cm à 280 cm, de 320 cm à 380 cm, ou 380 cm à 420 cm. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le diamètre de soufflante peut être dans la plage allant de 170 cm à 180 cm, 190 cm à 200 cm, 200 cm à 210 cm, 210 cm à 220 cm, 220 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 dans des conditions de croisière peut être inférieure à, ou peut être l’une quelconque des suivantes : 3500 tr/min, 3450 tr/min, 3400 tr/min, 3350 tr/min, 3300 tr/min, 3250 tr/min, 3200 tr/min, 3150 tr/min, 3100 tr/min, 3050 tr/min, 3000 tr/min, 2950 tr/min, 2900 tr/min, 2850 tr/min, 2800 tr/min, 2750 tr/min, 2700 tr/min, 2650 tr/min, 2600 tr/min, 2550 tr/min, 2500 tr/min, 2450 tr/min, 2400 tr/min, 2350 tr/min, 2300 tr/min, 2250 tr/min, 2200 tr/min, 2150 tr/min, 2100 tr/min, 2050 tr/min, 2000 tr/min, 1950 tr/min, 1900 tr/min, 1850 tr/min, 1800 tr/min, 1750 tr/min, 1700 tr/min, 1650 tr/min, 1600 tr/min, 1550 tr/min, 1500 tr/min, 1450 tr/min, 1400 tr/min, 1350 tr/min, 1300 tr/min, 1 250 tr/min, 1 200 tr/min, 1150 tr/min, 1 100 tr/min, 1050 tr/min, 1000 tr/min, ou 950 tr/min. La vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 2750 à 2900 tr/min, de 2750 tr/min à 2800 tr/min, ou 2800 à 2900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 2500 tr/min à 2800 tr/min, ou de 2500 tr/min à 2750 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1500 tr/min à 1800 tr/min, ou de 1500 tr/min à 1700 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 380 cm à 420 cm peut être dans la plage allant de 950 tr/min à 1500 tr/min, de 950 tr/min à 1200 tr/min, de 950 tr/min à 1100 tr/min, de 950 tr/min à 1050 tr/min, de 950 tr/min à 1000 tr/min, ou de 1000 tr/min à 1050 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 170 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 3400 à 4600 tr/min, par exemple de 3600 à 4600 tr/min, ou de 3600 à 3900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 350 cm peut être dans la plage allant de 1800 à 2800 tr/min, ou de 1950 à 2550 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 270 cm à 290 cm peut être dans la plage allant de 1800 à 2800 tr/min, ou de 2050 à 2450 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 290 cm à 310 cm peut être dans la plage allant de 1800 à 2800 tr/min, ou de 2100 à 2500 tr/min. En cours d’utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les ailettes de soufflante associées) tourne autour d’un axe de rotation. Cette rotation entraîne le mouvement de l’extrémité de l’aube de soufflante à une vitesse Utip. Le travail effectué par les aubes de soufflante sur le débit entraîne une augmentation d’enthalpie dH spécifique du débit. Une charge de pointe de soufflante peut être définie par dH/Utip2, où dH est l’augmentation d’enthalpie spécifique (par exemple l’augmentation d’enthalpie spécifique moyenne 1-D) à travers la soufflante et Utip 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 comme un rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d’attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante dans des conditions de croisière peut être supérieure à, ou peut être l’une quelconque des suivantes : 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, 0,20, 0,21, 0,22, 0,23, 0,24, 0,25, 0,26, 0,27, 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 0,40 (toutes les valeurs étant sans dimension). La charge de pointe de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0,15 à 0,20, de 0,28 à 0,35, de 0,29 à 0,35, de 0,29 à 0,30, ou de 0,30 à 0,35 (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 peut être 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 dans des conditions de croisière peut être supérieur à, ou peut être l’un quelconque des suivants : 3, 3,5, 4, 4,5, 5, 5,5, 6, 6,5, 7, 7,5, 8, 8,5, 9, 9,5, 10, 10,1, 10,2, 10,3, 10,4, 10,5, 10,6, 10,7, 10,8, 10,9, 11, 11,1, 11,2, 11,3, 11,4, 11,5, 11,6, 11,7, 11,8, 11,9, 12, 12,1, 12,2, 12,3, 12,4, 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 dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 3,5 à 6,5, 4 à 6, 4 à 5, 5 à 6, 12 à 16, 13 à 15, ou 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 8 à 11, de 8 à 10, de 9 à 11, de 9 à 10, de 10 à 16, de 12 à 16, de 13 à 15, ou de 13 à 14. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de dérivation dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages selon la présente divulgation peut être dans la plage allant de 10 à 12, de 12 à 15, ou de 12,5 à 15. Le conduit de dérivation peut être au moins sensiblement annulaire. Le conduit de dérivation peut être radialement à l’extérieur du bloc réacteur. 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 le dispositif combustor) à la pression de stagnation en amont de la soufflante. À titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici dans des conditions de croisière peut être supérieur à, ou peut être l’un quelconque des suivants : 25, 30, 31, 32, 33, 34, 35, 36, 37, 38, 39, 40, 41, 42, 43, 44, 45, 46, 47, 48, 49, 50, 51, 52, 53, 54, 55, 56, 57, 58, 59, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 30 à 40 ou de 50 à 70. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 120 cm peut être dans la plage allant de 30 à 40, ou 31 à 36. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 120 cm à 130 cm peut être dans la plage allant de 30 à 40, ou 31 à 36. 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 44. 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 44 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 dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 170 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 35 à 60, ou de 40 à 50. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 350 cm peut être dans la plage allant de 35 à 60, ou de 40 à 50. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 260 cm à 285 cm peut être dans la plage allant de 35 à 60, ou de 35 à 50. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de pression global dans des conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 270 cm à 290 cm peut être dans la plage allant de 35 à 60, ou de 37 à 47. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de pression global dans des conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 290 cm à 310 cm peut être dans la plage allant de 35 à 60, ou de 37 à 47. 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 au dispositif combustor. Dans des conditions de croisière, la poussée spécifique d’un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à, ou peut être l’une quelconque des suivantes : 150 Nkg -1 s, 145 Nkg -1 s, 140 Nkg -1 s, 135 Nkg -1 s, 130 Nkg -1 s, 125 Nkg -1 s, 120 Nkg -1 s, 115 Nkg -1 s, 110 Nkg-1s, 105 Nkg-1s, 100 Nkg-1s, 99 Nkg-1s, 98 Nkg-1s, 97 Nkg-1s, 96 Nkg-1s, 95 Nkg-1s, 94 Nkg-1s, 93 Nkg-1s, 92 Nkg-1s, 91 Nkg-1s, 90 Nkg-1s, 89 Nkg-1s, 88 Nkg-1s, 87 Nkg-1s, 86 Nkg-1s, 85 Nkg-1s, 80 Nkg-1s, 75 Nkg -1 s, 70 Nkg -1 s, 65 Nkg -1 s, 60 Nkg -1 s, 55 Nkg -1 s, 50 Nkg -1 s, 45 Nkg -1 s, 40 Nkg -1 s, 35 Nkg -1 s, 30 Nkg -1 s, 25 Nkg -1 s, 20 Nkg -1 s ou 15 Nkg -1 s. La poussée spécifique dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 80 Nkg-1s à 100 Nkg-1s, de 85 Nkg-1s à 100 Nkg-1s, ou de 92 Nkg-1s à 100 Nkg-1s. 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 dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg-1s à 98 Nkg-1s, ou de 92 Nkg-1s à 98 Nkg-1s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg-1s à 100 Nkg-1s, ou de 95 Nkg-1s à 100 Nkg-1s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 70 Nkg-1s à 95 Nkg-1s, de 80 Nkg-1s à 95 Nkg-1s, ou de 85 Nkg-1s à 95 Nkg-1s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 170 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 20 Nkg-1s à 90 Nkg-1s, de 20 Nkg-1s à 80 Nkg-1s, ou de 25 Nkg-1s à 70 Nkg-1s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 350 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg-1s à 120 Nkg-1s, ou de 100 Nkg-1s à 115 Nkg-1s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 260 cm à 285 cm peut être dans la plage allant de 20 Nkg-1s à 120 Nkg-1s, de 30 Nkg-1s à 115 Nkg-1s, ou de 40 Nkg-1s à 115 Nkg-1s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 270 cm à 290 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg-1s à 120 Nkg-1s, ou de 95 Nkg-1s à 115 Nkg-1s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 290 cm à 310 cm peut être dans la plage allant de 95 Nkg-1s à 130 Nkg-1s, ou de 105 Nkg-1s à 125 Nkg-1s. 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 capable de produire une poussée maximale d’au moins, peut être l’une quelconque des suivantes : 50 kN, 55 kN, 56 kN, 57 kN, 58 kN, 59 kN, 60 kN, 61 kN, 62 kN, 63 kN, 64 kN, 65 kN, 66 kN, 67 kN, 68 kN, 69 kN, 70 kN, 71 kN, 72 kN, 73 kN, 74 kN, 75 kN, 76 kN, 77 kN, 78 kN, 79 kN, 80 kN, 90 kN, 100 kN, 105 kN, 110 kN, 115 kN, 120 kN, 125 kN, 130 kN, 131 kN, 132 kN, 133 kN, 134 kN, 135 kN, 136 kN, 137 kN, 138 kN, 139 kN, 140 kN, 141 kN, 142 kN, 143 kN, 144 kN, 145 kN, 146 kN, 147 kN, 148 kN, 149 kN, 150 kN, 151 kN, 152 kN, 153 kN, 154 kN, 155 kN, 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 375 kN, 400 kN, 425 kN, 450 kN, 475 kN, 500 kN, 525 kN, 550 kN, 600 kN, 650 kN, ou 700 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). Strictement à titre d’exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici susceptible de produire une poussée maximale dans la plage de 50 kN à 85 kN, de 57 kN à 78 kN, de 60 kN à 73 kN, de 60 kN à 70 kN, 65 kN à 150 kN, de 105 kN à 150 kN, de 155 kN à 170 kN, 330 kN à 420 kN, ou 350 kN à 400 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 130 kN à 160 kN, ou de 130 kN à 150 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 130 kN à 200 kN, ou 135 kN à 180 kN, ou 135 kN à 170 kN, ou 135 kN à 160 kN, ou 135 kN à 150 kN, ou 135 kN ou 145 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 170 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 100 kN à 200 kN, de 110 kN à 180 kN, ou de 120 kN à 170 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 110 cm à 120 cm peut être dans la plage allant de 60 kN à 70 kN, ou de 60 kN à 65 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 120 cm à 130 cm peut être dans la plage allant de 65 kN à 75 kN, ou de 67 kN à 73 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 350 cm peut être dans la plage allant de 250 kN à 600 kN, de 270 kN à 550 kN, de 300 kN à 500 kN, de 300 kN à 400 kN ou de 425 kN à 525 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 260 cm à 285 cm peut être dans la plage allant de 250 kN à 450 kN, de 275 kN à 400 kN, ou de 275 kN à 375 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 270 cm à 290 cm peut être dans la plage allant de 250 kN à 500 kN, de 275 kN à 400 kN, ou de 300 kN à 375 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 290 cm à 310 cm peut être dans la plage allant de 250 kN à 550 kN, de 300 kN à 525 kN, ou de 325 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 débit à l’entrée de la turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, qui peut être dénommée TET, peut être mesurée en sortie du dispositif combustor, 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 le dispositif combustor. Dans des conditions de croisière, la TET peut être au moins, ou peut être l’une quelconque des suivantes : 1400 K, 1450 K, 1455 K, 1460 K, 1465 K, 1470 K, 1475 K, 1480 K, 1490 K, 1495 K, 1500 K, 1505 K, 1510 K, 1515 K, 1520 K, 1525 K, 1530 K, 1535 K, 1540 K, 1545 K, 1550 K, 1555 K, 1560 K, 1565 K, 1570 K, 1575 K, 1580 K, 1585 K, 1590 K, 1595 K, 1600 K, 1650 K, 1700 K, ou 1750 K. La TET dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Ainsi, strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1540 K à 1600 K, ou 1570 K à 1590 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 1525 K à 1650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1550 K à 1660 K, ou 1550 K à 1600 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 170 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 1400 K à 1650 K, ou de 1425 K à 1625 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 350 cm peut être dans la plage allant de 1400 K à 1650 K, de 1425 K à 1575 K, de 1425 K à 1525 K, ou de 1475 K à 1550 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 260 cm à 285 cm peut être dans la plage allant de 1400 K à 1650 K, ou de 1425 K à 1625 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 270 cm à 290 cm peut être dans la plage allant de 1400 K à 1600 K, de 1425 K à 1575 K, ou de 1450 K à 1550 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 290 cm à 310 cm peut être dans la plage allant de 1400 K à 1650 K, de 1450 K à 1600 K, ou de 1475 K à 1575 K. La TET dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de TET du présent paragraphe (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 cours d’utilisation du moteur peut être au moins, ou peut être l’une quelconque des suivantes : 1700 K, 1750 K, 1755 K, 1760 K, 1765 K, 1770 K, 1775 K, 1780 K, 1785 K, 1790 K, 1795 K, 1800 K, 1805 K, 1810 K, 1815 K, 1820 K, 1825 K, 1830 K, 1835 K, 1840 K, 1845 K, 1850 K, 1855 K, 1860 K, 1865 K, 1870 K, 1875 K, 1880 K, 1885 K, 1890 K, 1895 K, 1900 K, 1905 K, 1910 K, 1915 K, 1920 K, 1925 K, 1930 K, 1935 K, 1940 K, 1945 K, 1950 K, 1955 K, 1960 K, 1965 K, 1970 K, 1975 K, 1980 K, 1985 K, 1990 K, 1995 K, 2000 K, 2050 K, ou 2100 K. La TET maximale en cours d’utilisation du moteur peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de TET du présent paragraphe (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Ainsi, strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1800 K à 1960 K, de 1850 K à 1960 K, de 1875 K à 1960 K, de 1900 K à 1960 K, ou de 1900 K à 1950 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 1700 K à 1960 K, de 1750 K à 1900 K, de 1750 K à 1850 K, ou de 1750 K à 1800 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 1800 K à 1960 K, de 1800 K à 1900 K, ou de 1850 K à 1900 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 170 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 1700 K à 1950 K, ou de 1750 K à 1900 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 350 cm peut être dans la plage allant de 1700 K à 1950 K, de 1750 K à 1900 K, ou de 1775 K à 1900 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 260 cm à 285 cm peut être dans la plage allant de 1700 K à 1950 K, ou de 1750 K à 1900 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 270 cm à 290 cm peut être dans la plage allant de 1750 K à 1950 K, ou de 1800 K à 1900 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 290 cm à 310 cm peut être dans la plage allant de 1750 K à 2000 K, ou de 1800 K à 1950 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). Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir l’une quelconque taille de compresseur haute pression souhaitée, également connue sous le nom de taille de cœur. La taille de cœur définit la taille du cœur du moteur. La taille de cœur de moteur peut être définie comme : Où = le débit massique, en livres par seconde, de l’air à l’entrée du compresseur haute pression, = la température, en Kelvin, de l’air à la sortie du compresseur haute pression, et = la pression, en livres pouces par seconde carrée par pouce carré, de l’air à la sortie du compresseur haute pression. Une unité de taille de cœur s’exprime donc comme : Dans des conditions de croisière, la taille de cœur peut être au moins, ou peut être l’une quelconque des suivantes : 2, 2,5, 3, 3,5, 4, 4,5, 5, 5,5, 6, 6,5, 7, 7,5, 8, 8,5, 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. La taille de cœur dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Ainsi, strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 3 à 8, 3,5 à 7, 4 à 6,5, 4,5 à 6,5, ou 5 à 6. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 7 à 15, 8 à 14, 9 à 13, 10 à 12,5 ou 11 à 12. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 5 à 13, 6,5 à 12,5, 7,5 à 11,5, 8,5 à 10,5, ou 9 à 10. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 130 cm peut être dans la plage allant de 3 à 8, 3,5 à 7, 4 à 6,5, 4,5 à 6,5, ou 5 à 6. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 170 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 3 à 12, 3,5 à 11, 3,5 à 10, 3,5 à 9, 3,5 à 8, 4 à 7, 4 à 6,5, 4,5 à 6,5, ou 5 à 6. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 350 cm peut être dans la plage allant de 9 à 17, 10 à 16, 11 à 16, 13 à 14,5 ou 13 à 14. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 260 cm à 285 cm peut être dans la plage allant de 3 à 12, 3,5 à 11, 3,5 à 10, 3,5 à 9, 3,5 à 8, 4 à 7, 4 à 6,5, 4,5 à 6,5, ou 5 à 6. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 270 cm à 290 cm peut être dans la plage allant de peut être dans la plage allant de 9 à 13, 10,5 à 12,5, ou 11 à 12. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 290 cm à 310 cm peut être dans la plage allant de 11 à 16, 12 à 15, 13 à 15, ou 13 à 14,5. La taille de cœur dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de taille de cœur ci-dessus (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 4,5 à 9,5. Une partie d’ailette de soufflante et/ou de profil aérodynamique d’une ailette de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de n’importe quel matériau approprié ou combinaison de matériaux. Par exemple au moins une partie de l’aube de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel qu’un composite à fibres de carbone. À titre d’exemple supplémentaire au moins une partie de l’ailette de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un métal, tel qu’un métal à base de titane ou un matériau à base d’aluminium (tel qu’un alliage aluminium-lithium) ou un matériau à base d’acier. L’ailette de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, l’ailette 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’ailette. Un tel bord d’attaque peut, par exemple, être fabriqué en utilisant du titane ou un alliage à base de titane. Ainsi, strictement à titre d’exemple, l’ailette 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. L’aube de soufflante peut avoir un poids d’au moins, ou peut être l’un quelconque des suivants : 3,0 kg, 3,5 kg, 4,0 kg, 4,5 kg, 5,0 kg, 5,5 kg, 6,0 kg, 6,5 kg, 7,0 kg, 7,5 kg, 8,0 kg, 8,5 kg, 9,0 kg, 9,5 kg, 10,0 kg, 10,5 kg, 11,0 kg, 11,5 kg, 12,0 kg, 12,5 kg, 13,0 kg, 13,5 kg, 14,0 kg, 14,5 kg, 15,0 kg, 15,5 kg, 16,0 kg, 16,5 kg, 17,0 kg, 17,5 kg, 18,0 kg, 18,5 kg, 19,0 kg, 19,5 kg, ou 20,0 kg. Le poids de l’aube de soufflante peut être dans une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de poids d’aube de soufflante de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Par exemple, le poids de l’aube de soufflante d’une turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 3,0 kg à 6,0 kg, ou 4,0 kg à 6,0 kg, ou de 5,0 kg à 5,5 kg. Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les ailettes de soufflante peuvent s’étendre, par exemple dans une direction radiale. Les ailettes de soufflante peuvent être reliées à la partie centrale de n’importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque ailette de soufflante peut comprendre un élément de fixation qui peut venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu (ou disque). Strictement à titre d’exemple, un tel élément de fixation peut être sous la forme d’une queue d’aronde qui peut s’encocher dans et/ou venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu/disque afin de fixer l’ailette de soufflante au moyeu/disque. À titre d’exemple supplémentaire, les aubes de soufflante peuvent être formées de manière solidaire à une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné comme disque à aubage ou couronne à aubage. N’importe quel procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou une telle couronne à aubage. Par exemple, au moins une partie des ailettes de soufflante peut être usinée à partir d’un bloc et/ou au moins une partie des ailettes 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 d’ailettes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 ailettes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps composite à fibres de carbone, il peut y avoir 14, 16 ou 18 aubes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps métallique (par exemple, alliage aluminium-lithium ou de titane), il peut y avoir 18, 20 ou 22 aubes de soufflante. 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 des étages d’hélice peuvent être entraînés par un réducteur. Le réducteur peut être du type décrit ici. 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. Strictement à titre d’exemple non limitatif, 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 pour le moteur de marcher. Par exemple, 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. Strictement à titre d’exemple non limitatif, 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. Par exemple, pendant le 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. Strictement à titre d’exemple non limitatif, 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. Par exemple, 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. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la montée peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. Par exemple, pendant 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. Par exemple, la montée peut se référer à une phase de fonctionnement au sein d’un cycle de vol d’aéronef entre le décollage et l’arrivée dans des conditions de croisière, l’arrivée dans des conditions de croisière définissant ainsi le début de la phase de croisière, ou une portion de celle-ci, du vol d’aéronef. En complément ou alternativement, la montée peut se référer à, par exemple, un point nominal dans, ou une ou plusieurs périodes nominales pendant, un cycle de vol d’aéronef entre le décollage et l’atterrissage, où une augmentation relative de l’altitude est requise, ce qui peut nécessiter une demande supplémentaire à la poussée du moteur. Telles qu’elles sont utilisées ici, les conditions de croisière, qui peuvent définir la phase de croisière, ont une signification classique et seront aisément comprises par l’homme du métier. Ainsi 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 dénommée dans l’industrie « 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 en guise de point dans un cycle de vol d’aéronef au niveau duquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian – en termes de temps et/ou de distance – entre la fin de la montée et le début de la descente). Des conditions de croisière peuvent ainsi définir un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait un fonctionnement en régime permanent (c’est-à-dire le maintien d’une altitude constante et/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) à mi-croisière d’un aéronef auquel il est conçu pour être fixé, en tenant compte du nombre de moteurs fournis sur cet aéronef. Par exemple lorsqu’un moteur est conçu pour être fixé à un aéronef qui a deux moteurs du même type, aux conditions de croisière le moteur 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 en guise de 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 non limitatif, la vitesse avant dans les conditions de croisière peut être l’un quelconque point dans la plage allant de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l’ordre de Mach 0,78, 0,79, ou 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 non limitatif, 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 (environ 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 (environ 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 non limitatif, 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 à la poussée nette requis connu. Le niveau à la poussée nette requis connu est bien entendu dépendant du moteur et de son application visée et peut être, par exemple, une valeur allant de 20 kN à 40 kN. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,85 et des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau à la poussée nette requis connu. Le niveau à la 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). Strictement à titre d’exemple non limitatif, pendant l’une ou l’autre ou les deux de la descente et l’approche, le moteur peut produire moins de 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, des conditions de croisière selon cet aspect peuvent correspondre à la mi-croisière de l’aéronef, telle que définie ailleurs ici. Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être à 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. En cours d’utilisation, dans l’une quelconque ou plusieurs des conditions de fonctionnement et/ou réglages de poussée divulgués ou décrits ici, une réduction de l’indice d’émissions (EI) massiques de CO 2- en pourcentage, fournie par l’une quelconque ou plusieurs des configurations de moteur à turbine à gaz divulguées ou décrites ici, peut être supérieure ou égale à l’une quelconque des suivantes : 0,01, 0,02, 0,03, 0,04, 0,05, 0,06, 0,07, 0,08, 0,09, 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, 0,22, 0,24, 0,26, 0,28, 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39, 0,4, 0,41, 0,42, 0,43, 0,44, 0,45, 0,46, 0,47, 0,48, 0,49, 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, 0,65, 0,7, 0,75, 0,8, 0,85, 0,9, 0,95, 1, 1,1, 1,2, 1,3, 1,4, 1,5, 1,6, 1,7, 1,8, 1,9, 2, 2,1, 2,2, 2,3, 2,4, 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,5, 5, 5,5, ou 6, lorsque le carburant fourni au dispositif combustor comprend du carburant aviation durable, ou un mélange de carburant aviation durable comprenant jusqu’à 100 % de carburant aviation durable. L’indice d’émissions (EI) de CO 2- en pourcentage peut être exprimé en kg de CO 2 par kg de carburant. La réduction de pourcentage fournie peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0,4 à 2,5, de 0,42 à 2,08, ou de 0,43 à 2,08. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la réduction de l’indice d’émissions (EI) de CO 2- en pourcentage peut résulter du fait que le carburant fourni au dispositif combustor comprend un pourcentage de fraction massique d’hydrogène supérieur à l’un quelconque des suivants : 13,4, 13,41, 13,42, 13,43, 13,44, 13,45, 13,46, 13,47, 13,48, 13,49, 13,5, 13,51, 13,52, 13,53, 13,54, 13,55, 13,56, 13,57, 13,58, 13,59, 13,6, 13,65, 13,7, 13,75, 13,8, 13,85, 13,9, 13,95, 14, 14,1, 14,2, 14,3, 14,4, 14,5, 14,6, 14,7, 14,8, 14,9, 15, 15,1, 15,2, 15,3, 15,4, 15,5, 15,6, 15,7, 15,8, 15,9, 16, 16,5, 17, ou 17,5. Le % de fraction massique d’hydrogène du carburant peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 13,41 à 15,3, ou de 13,42 à 15,3. En cours d’utilisation, dans l’une quelconque ou plusieurs des conditions de fonctionnement et/ou réglages à la poussée divulgués ou décrits ici, une réduction de CO 2 en pourcentage par MJ d’énergie de carburant, fournie par l’une quelconque ou plusieurs des configurations de moteur à turbine à gaz divulguées ou décrites ici, peut être supérieure ou égale à l’une quelconque des suivantes : 0,01, 0,02, 0,03, 0,04, 0,05, 0,06, 0,07, 0,08, 0,09, 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, 0,22, 0,24, 0,26, 0,28, 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39, 0,4, 0,41, 0,42, 0,43, 0,44, 0,45, 0,46, 0,47, 0,48, 0,49, 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, 0,61, 0,62, 0,63, 0,64, 0,65, 0,66, 0,67, 0,68, 0,69, 0,7, 0,71, 0,72, 0,73, 0,74, 0,75, 0,76, 0,77, 0,78, 0,79, 0,8, 0,81, 0,82, 0,83, 0,84, 0,85, 0,86, 0,87, 0,88, 0,89, 0,9, 0,91, 0,92, 0,93, 0,94, 0,95, 0,96, 0,97, 0,98, 0,99, 1, 1,1, 1,2, 1,3, 1,4, 1,5, 1,6, 1,7, 1,8, 1,9, 2, 2,1, 2,2, 2,3, 2,4, 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1, 4,2, 4,3, 4,4, 4,5, 4,6, 4,7, 4,8, 4,9, 5, 5,5, 6,5, 7, ou 7,5, lorsque le carburant fourni au dispositif combustor comprend du carburant aviation durable, ou un mélange de carburant aviation durable comprenant jusqu’à 100 % de carburant aviation durable. La réduction de pourcentage fournie peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0,8 à 5, de 0,88 à 4,75, ou de 0,89 à 4,75. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la réduction de CO 2 en pourcentage par MJ d’énergie de carburant peut résulter du fait que le carburant fourni au dispositif combustor comprend une énergie de carburant spécifique (en MJ par kg) supérieure à l’une quelconque des suivantes : 41,5, 41,6, 41,7, 41,8, 41,9, 42, 42,1, 42,2, 42,3, 42,4, 42,5, 42,6, 42,7, 42,8, 42,9, 43, 43,1, 43,2, 43,3, 43,4, 43,5, 43,6, 43,7, 43,8, 43,9, 44, 44,5, 45, 45,5, ou 46. L’énergie de carburant spécifique du carburant 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 42,8 à 45, de 43 à 44,5, ou de 43 à 44. Tel qu’elle est utilisée ici, sauf indication contraire, une plage « de la valeur X à la valeur Y » ou « entre la valeur X et la valeur Y », ou similaire, désigne une plage inclusive ; incluant les valeurs de délimitation de X et Y. 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 quelconque ou plusieurs autres paramètres et/ou une quelconque ou plusieurs autres valeurs décrits ici. Par exemple, un premier paramètre ou une première valeur contenue ou décrite ici (par exemple, le paramètre A) peuvent être appliqués et/ou combinés à un quelconque ou plusieurs autres paramètres et/ou une quelconque ou plusieurs 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 leur relation. Par exemple, l’homme du métier comprendra que lorsque le paramètre A est décrit séparément du paramètre B, leur relation peut être exprimée, par exemple, par A+B, B-A, A-B, A/B, B/A, B*A, ou l’un quelconque autre produit, application, combinaison, fonction ou expression du paramètre A par rapport au paramètre B, ou vice versa, selon le besoin. Sauf s’ils sont mutuellement exclusifs, les uns quelconques paramètres ou valeurs apparentés à ceux contenus ou décrits ici ou pouvant être déterminés et/ou déduits de ceux-ci peuvent être appliqués et/ou combinés à l’un ou plusieurs quelconques paramètres ou valeurs supplémentaires contenus ou décrits ici et/ou les uns quelconques autres paramètres ou valeurs apparentés à ceux contenus ou décrits ici ou pouvant être déterminés et/ou déduits de ceux-ci, pour exprimer leur relation en relation avec des émissions moteur et/ou des nvPM. Par exemple, en utilisant des températures, des pressions, des paramètres de fonctionnement, des vitesses de rotation, des débits, ou des conditions de fonctionnement de moteur apparentées qui peuvent être déterminés et/ou déduits, un premier paramètre ou une première valeur (par exemple, un paramètre A) peuvent être appliqués et/ou combinés à l’un quelconque ou plusieurs paramètres ou valeurs supplémentaires (par exemple, l’un quelconque ou plusieurs d’un paramètre B ; un paramètre C ; et un paramètre D, etc.), pour exprimer leur relation en relation avec des émissions moteur et/ou des nvPM. Par exemple, l’homme du métier comprendra que lorsqu’un paramètre C peut être considéré comme séparé d’un paramètre D, leur relation peut être exprimée, par exemple, par C+D, C-D, C-D, C/D, C/D, C*D, ou l’un quelconque des tels produit, application, combinaison, fonction, ou expression supplémentaire du paramètre C par rapport au paramètre D, ou vice-versa, 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’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ; la FIG. 5 est une vue schématique d’un aéronef ayant deux moteurs à turbine à gaz de la présente demande montés sur celui-ci ; la FIG. 6 est une représentation schématique d’un système de distribution de carburant et du dispositif combustor d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 7 est une vue en coupe transversale à travers le dispositif combustor d’un moteur à turbine à gaz le long de l’axe principal de rotation du moteur ; la FIG. 8 est une autre représentation schématique d’un système de distribution de carburant et du dispositif combustor d’un moteur à turbine à gaz ; et la FIG. 9 montre un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz. DESCRIPTION DÉTAILLÉE DE LA DIVULGATION 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 débits 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 débit 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 premier arbre basse pression 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 le dispositif combustor 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « dispositif combustor 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent ensuite à travers, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d’être évacués à travers la tuyère d’échappement de cœur 20 pour fournir une certaine poussée de propulsion. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un second arbre haute pression 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 basse pression 26, qui est accouplé à une roue solaire, ou engrenage solaire, 28 du réducteur épicycloïdal 30. L’arbre basse pression 26 peut être dénommé arbre d’entrée pour le réducteur 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 à travers un arbre de soufflante de sortie 42 afin d’entraîner la soufflante 23 en 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 comme signifiant les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c’est-à-dire ne comportant pas la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés ensemble par l’arbre d’interconnexion (26) avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur (c’est-à-dire ne comportant pas l’arbre de sortie de réducteur qui entraîne la soufflante 23). Dans une certaine littérature, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent en variante être connus sous le nom de « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu’une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être désignée 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 des raisons de clarté uniquement, seules des portions 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 dans le champ d’application de l’invention revendiquée. Des applications pratiques d’un réducteur épicycloïdal planétaire 30 comprennent généralement au moins trois engrenages satellites 32, par exemple cinq 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 l’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 FIG. 2 et FIG. 3 est à titre d’exemple uniquement, et que diverses alternatives sont dans le domaine d’application de la présente divulgation. 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 de support stationnaire 24) peuvent avoir l’un quelconque degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d’exemple supplémentaire, l’un quelconque agencement approprié des paliers entre des parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d’entrée et de sortie depuis le réducteur et les structures fixes, telles que le carter de réducteur) peut être utilisé, et la divulgation 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 comprendra aisément que l’agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de paliers sera 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 débit divisé 18, 20 ce qui signifie que le débit à travers le conduit de dérivation 22 a sa propre tuyère (la tuyère d’échappement de dérivation 18) qui est séparée de et radialement à l’extérieur de la tuyère d’échappement 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 débit à travers le conduit de dérivation 22 et le débit à travers le cœur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à débit mélangé. La ou les deux tuyères (qu’elles soient à débit 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 tuyère 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 le dispositif combustor 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « dispositif combustor 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression, à pression intermédiaire et basse pression 17, 19a, 19 avant d’être évacués à travers la tuyère 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 avec l’axe de rotation principal 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. La FIG. 5 montre un aéronef 1 sur lequel sont montés deux moteurs à turbine à gaz 10 de la présente divulgation, un sur chaque aile. L’aéronef 1 comprend un système de carburant 2 qui comprend un réservoir de carburant de fuselage 50a et deux réservoirs de carburant d’aile 50b. Le carburant F est fourni par le système de carburant aux moteurs à turbine à gaz. Les réservoirs de carburant 50a, 50b sont alimentés en carburant à partir d’un orifice d’entrée de carburant 62. D’autres systèmes de carburant peuvent être utilisés avec d’autres dispositions de réservoir de carburant. 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. 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, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, également connus sous le nom de carburant aviation durable (SAF), lorsqu’il est mêlé ou mélangé à un carburant alternatif ou remplacé par ce dernier. 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. Ainsi, par SAF, l’homme du métier comprend, par exemple, un carburant produit à partir de ressources durables et/ou renouvelables. Par exemple, il est entendu qu’un SAF est couramment synthétisé à partir de gaz contenant du carbone extraits de l’atmosphère et/ou capturé 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 ; les halophytes et les algues, plutôt qu’à partir d’hydrocarbures à base fossile dérivés, par exemple, du pétrole et/ou du gaz naturel à base fossile. En conséquence, il est entendu qu’un SAF comprend des hydrocarbures renouvelables. En complément, il est entendu qu’un SAF n’englobe pas les carburants fossiles ni les hydrocarbures à base fossile. 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). Ainsi, les nvPM peuvent être définies comme des particules émises qui sortent au niveau d’un plan de sortie de tuyère de moteur à turbine à gaz qui ne se volatilisent pas lorsqu’elles sont chauffées à une température de 350 °C. L’une quelconque référence ici à la suie ou à la fumée peut également s’appliquer de manière équivalente à d’autres types d’émissions de matières particulaires connues dans la technique. Les émissions gazeuses peuvent comporter un quelconque ou plusieurs parmi les oxydes d’azote (NOx) ; le monoxyde de carbone (CO) ; le dioxyde de carbone (CO2) ; les hydrocarbures imbrûlés (UHC) ; les oxydes de soufre (SOx) comportant, par exemple, le dioxyde de soufre (SO2) et/ou le trioxyde de soufre (SO3) ; 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. Dans certains exemples, les carburants hydrocarbonés à base fossile peuvent comprendre des molécules avec approximativement 7 à 18 atomes de carbone, avec une portion 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 aviation durable, tandis que d’autres mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange allant jusqu’à 50 % de carburant aviation durable (le reste comprenant un ou plusieurs carburants hydrocarbonés d’origine fossile, tels que le kérosène), avec des compositions supplémentaires en attente d’approbation. Cependant, il existe une prévision dans l’industrie 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 être utilisés. 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 complément ou alternativement, des carburants d’aviation durable peuvent comprendre l’un ou les deux 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 aviation durables peuvent comprendre une densité en dessous de 100 %, par exemple comprise entre 90 % et 98 %, de celle du kérosène et/ou une énergie spécifique au-dessus de 100 %, par exemple comprise entre 101 % et 105 %, de celle du kérosène. Par exemple, le pouvoir calorifique de carburants aviation durables peut être 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 par exemple 30 %, 20 %, 15 %, 10 %, 8 %, 5 %, ou moins de 5 % ; 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 CO2 inférieures, par rapport à des carburants hydrocarbonés à base fossile (par ex. lorsqu’ils sont brûlés dans l’équipement de combustion 16). Ainsi, par rapport aux carburants hydrocarbonés à base fossile, tels que le kérosène, les carburants d’aviation durables peuvent conduire à l’une ou l’autre ou aux deux parmi une diminution relative de la consommation spécifique de carburant et une diminution relative des coûts de maintenance. La FIG. 6 montre une représentation schématique d’un système de distribution de carburant 102 et du dispositif combustor 16 d’un moteur à turbine à gaz 10 de l’un quelconque exemple décrit ici. Le dispositif combustor 16 est conçu pour utiliser une combustion de brûlage appauvrie étagée. Du carburant est divisé parmi des injecteurs de carburant pilote et des injecteurs de carburant principaux au moyen d’un dispositif de commande de système de carburant, qui dans l’exemple montré est fourni par une unité de dosage de carburant (FMU) 104 sous commande d’un dispositif de commande électronique de moteur (EEC) 106. Le carburant est délivré à l’unité de dosage de carburant 104 par une pompe à carburant 108. Dans l’exemple montré, la pompe à carburant 108 est entraînée mécaniquement par un boîtier d’entraînement des accessoires (AGB) 110, bien que la pompe à carburant 108 puisse alternativement être entraînée électriquement. La pompe à carburant 108 montrée sur la FIG. 6 peut être une parmi de multiples pompes à carburant fournies au sein du système de distribution de carburant 102. Par exemple, la pompe à carburant 108 peut être une pompe à carburant haute pression fournie sur le moteur à turbine à gaz 10, avec une ou plusieurs pompes à carburant à pression plus basse supplémentaires qui sont également fournies, facultativement à bord de l’aéronef plutôt que de faire partie du moteur à turbine à gaz 10. Le carburant haute pression est délivré par l’unité de dosage de carburant 104 dans un ou plusieurs collecteurs de carburant pour la distribution à des injecteurs de carburant pilote 116A et des injecteurs de carburant principaux 116B. La délivrance de carburant par l’intermédiaire d’injecteurs de carburant pilote 116A et d’injecteurs de carburant principaux 116B est étagée, donc à des puissances faibles (et donc des flux de masse d’air faibles) est primairement ou entièrement délivrée par les injecteurs de carburant pilote 116A à un rapport carburant-air riche (c’est-à-dire à un rapport d’équivalence supérieur à l’unité) pour une stabilité de flamme améliorée. À mesure que la puissance et le débit massique augmentent, un point d’étape est atteint auquel du carburant est délivré par certains ou tous les injecteurs de carburant principaux 116B, complétant le débit de carburant des injecteurs de carburant pilote 116A. Les injecteurs de carburant principaux 116B sont conçus pour injecter du carburant à un rapport carburant-air appauvrie (c’est-à-dire à un rapport d’équivalence inférieur à l’unité). À ce point, le flux d’air est tel que le rapport d’équivalence immédiatement en aval des injecteurs de carburant pilote 116A est également appauvrie en carburant. Dans l’exemple montré, à des niveaux de puissance plus élevés, le carburant est injecté par tous les injecteurs de carburant principaux 116B. Les hommes du métier seront familiarisés avec un tel fonctionnement de systèmes de combustion étagés afin d’effectuer une brûlure appauvrie à des puissances élevées tout en respectant les limites d’inflammabilité à des puissances plus basses. L’équilibre d’injection de carburant par les injecteurs de carburant pilote 116A et les injecteurs de carburant principaux 116B est commandé par le dispositif de commande électronique de moteur 106, qui fournit des signaux de commande à l’unité de dosage de carburant 104. Les signaux de commande peuvent être indicatifs directement ou indirectement du carburant total qui doit être injecté, par exemple sous la forme d’un débit de carburant et le rapport de débit de carburant d’injecteur de carburant pilote au débit de carburant d’injecteur principal. La FIG. 7 montre une section à travers le dispositif combustor 16 dans un plan perpendiculaire à l’axe principal de rotation 9 du moteur 10. Le dispositif combustor 16 comprend une chambre de combustion annulaire 120, définie par une chemise 122. D’autres configurations de dispositif combustor peuvent alternativement être utilisées, par exemple, des dispositifs combustors cannulaires, des dispositifs combustors cannés, etc. Le dispositif combustor 16 comprend une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant 124 agencées autour d’une circonférence du dispositif combustor 16 et conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion 120. Dans l’exemple montré, le dispositif combustor 16 comprend seize (16) tuyères de pulvérisation de carburant 124. Le dispositif combustor 16 peut alternativement comprendre un quelconque nombre approprié de tuyères de pulvérisation de carburant, par exemple, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 29, 30 tuyères de pulvérisation de carburant, et ainsi de suite. Le dispositif combustor peut comprendre un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans une plage inclusive définie entre deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente, les deux valeurs formant les limites supérieure et inférieure de la plage et étant incluses dans la plage. Par exemple, le dispositif combustor peut comprendre entre 14 et 27 tuyères de pulvérisation de carburant, ou entre 16 et 25 tuyères de pulvérisation de carburant ou entre 18 et 23 tuyères de pulvérisation de carburant. Une taille de cœur d’un moteur à turbine à gaz est définie comme (en référence à l’agencement montré sur la FIG. 1 ) : où est le débit massique, en livres par seconde, de l’air à l’entrée du compresseur haute pression 15, est la température, en Kelvin, de l’air à la sortie du compresseur haute pression 15, et est la pression, en livres pouces par seconde carrée par pouce carré, d’air à la sortie du compresseur haute pression 15. Une unité de taille de cœur s’exprime donc comme : La taille du cœur (en s.K 1/2 .po ) du moteur peut être entre 4 et 7, par exemple 4, 4,5, 5, 5,5, 6, 6,5 ou 7, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans certains exemples, la taille de cœur de moteur (dans s.K 1/2 .po ) peut être dans la plage de 5,0, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9, ou 6, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans encore d’autres exemples, la taille de cœur de moteur (dans s.K 1/2 .po ) peut être dans la plage de 5,25, 5,26, 5,27, 5,28, 5,29, 5,30, 5,31, 5,32, 5,33, 5,34, 5,35, 5,36, 5,37, 5,38, 5,39, 5,40, 5,41, 5,42, 5,43, 5,44, ou 5,45, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant 124 par taille de cœur de moteur unitaire (en s.K 1/2 .po ) peut être entre 2 et 6. Le nombre peut être, par exemple 2, 3, 4, 5 ou 6, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans certains exemples, le nombre peut être entre 3 et 4, par exemple 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9 ou 4,0, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être entre 2 et 7, ou plus préférablement entre 2,1 et 6,5, ou plus préférablement entre 2,4 et 3,4. Dans encore d’autres exemples, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être 2,0, 2,1, 2,2, 2,3, 2,4, 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4,0, 4,1, 4,2, 4,3, 4,4, 4,5, 4,6, 4,7, 4,8, 4,9, 5,0, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9, 6,0, 6,1, 6,2, 6,3, 6,4, 6,5, 6,6, 6,7, 6,8, 6,9, 7,0, ou dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. La taille de cœur est définie ici à une condition de fonctionnement de moteur correspondant à une valeur maximale du débit semi-dimensionnel à une entrée de compresseur haute pression, définie comme : où est le débit massique (en livres par seconde) de l’air à l’entrée du compresseur haute pression, est la température (en Kelvin) de l’air à l’entrée du compresseur haute pression, et est la pression (en livres pouces par seconde carrée par pouce carré) de l’air à l’entrée du compresseur haute pression. La condition de fonctionnement correspondant au débit semi-dimensionnel maximal à l’entrée de compresseur haute pression peut être le pic de condition de fonctionnement de montée. La taille de cœur désignée ici peut donc être définie au pic de condition de fonctionnement de montée. Le pic de montée peut être tel que défini dans la technique et tel que compris par l’homme du métier pour une implémentation spécifique d’un moteur à turbine à gaz de la présente demande. Dans un exemple spécifique, le pic de montée peut correspondre à un fonctionnement à une altitude entre 30 000 pieds à 39 000 pieds (plus spécifiquement 35 000 pieds), une vitesse d’avancement de nombre de Mach 0,75 à 0,85, et une température d’air ambiant (TAMB) d’ISA+10 K à ISA+15 K. Dans l’exemple montré, chaque tuyère de pulvérisation de carburant 124 comprend une tuyère de pulvérisation de carburant duplex (également appelée tuyère à étage interne) où un injecteur de carburant pilote 116A est intégré dans la même tuyère de pulvérisation de carburant 124 comme un injecteur de carburant principal 116B. Toutefois, il est envisagé que d’autres types de configurations de combustion étagées puissent être utilisés, par exemple ceux avec des injecteurs de carburant pilote et des injecteurs de carburant principaux dans des tuyères de projection de carburant distinctes plutôt que les deux contenus dans des tuyères de pulvérisation de carburant duplex ou à étage interne. En effet, on comprendra que les principes décrits ici peuvent être appliqués à un quelconque système de combustion étagé comprenant des injecteurs de carburant pilote et des injecteurs de carburant principaux. De retour à la FIG. 6 , le système de distribution de carburant 102 comprend une vanne de séparation (SV) 112 conçue pour séparer un débit de carburant entre les tuyères de pulvérisation de carburant 124 du dispositif combustor 16 de telle sorte que les injecteurs pilotes 116A d’un premier sous-ensemble 124A des tuyères de pulvérisation 124 sont chacun alimenté avec du carburant à un débit de carburant supérieur à chaque injecteur pilote 116A d’un second sous-ensemble 124B des tuyères de pulvérisation 124 en dessous d’un point d’étape, par exemple jusqu’à un débit de carburant ou une puissance moteur seuil. En dessous du point d’étape, les injecteurs pilotes du second sous-ensemble 124B peuvent recevoir aucun carburant, ou peut être alimenté en carburant à un débit de carburant plus faible par comparaison avec ceux du premier sous-ensemble 124A. En dessous du point d’étape, aucun carburant n’est alimenté aux injecteurs principaux 116B. Au-dessus du point d’étape, tous les injecteurs pilotes 116A peuvent être alimentés en carburant au même débit de carburant. Dans le présent exemple, les premier et second sous-ensembles 124A, 124B de tuyères de pulvérisation de carburant incluent toutes les tuyères de pulvérisation de carburant fournies dans le dispositif combustor comme le montre la FIG. 7 . Le dispositif de commande électronique de moteur 106 est conçu pour commander la vanne de fractionnement 112, bien que la vanne de séparation 112 puisse alternativement être mécaniquement commandée ou avoir une configuration fixe. Dans l’exemple montré sur la FIG. 7 , le premier sous-ensemble 124A de tuyères de pulvérisation de carburant 124 comprend 2 tuyères de pulvérisation de carburant 124 (montrées en lignes hachurées). Le premier sous-ensemble 124A de tuyères de pulvérisation de carburant 124 peut alternativement comprendre un quelconque nombre approprié de tuyères de pulvérisation de carburant 124, par exemple, 1, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10 ou plus des tuyères de pulvérisation de carburant 124, ou un nombre dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le premier sous-ensemble 124A de tuyères de pulvérisation de carburant peut comprendre entre 2 et 6 tuyères de pulvérisation de carburant. Le second sous-ensemble 124B de tuyères de pulvérisation de carburant peut comprendre entre 16 et 20 tuyères de pulvérisation de carburant, ou entre 13 et 17 tuyères de pulvérisation de carburant. Alternativement, le système de distribution de carburant 102 peut ne pas comprendre une vanne de séparation, et les injecteurs pilotes 116A des tuyères de pulvérisation de carburant 124 peuvent recevoir chacun sensiblement la même quantité de carburant en dessous d’un point d’étape. Dans certains exemples, le rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut être dans la plage de 1:2 à 1:5 et plus préférablement dans la plage de 1:3 à 1:4. Encore plus préférablement, le rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut être dans la plage de 1:3,5 à 1:4. Dans certains exemples, le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut comporter entre 1 et 10 tuyères de pulvérisation de carburant, et plus préférablement entre 3 et 5 tuyères de pulvérisation de carburant. Dans certains exemples, le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut comporter entre 10 et 25 tuyères de pulvérisation de carburant, et plus préférablement entre 13 et 20, et encore plus préférablement entre 13 et 17. Dans certains exemples, le nombre total de tuyères de pulvérisation de carburant peut être de 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 29 ou 30, ou une quelconque plage inclusive définie entre deux quelconques de ces valeurs, les deux valeurs formant les limites supérieure et inférieure de la plage et étant incluses dans la plage. Dans certains exemples, le premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut comporter 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10 ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans certains exemples, le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant peut comporter 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’exemple montré sur la FIG. 7 , les tuyères de pulvérisation de carburant 124 du premier sous-ensemble 124A de tuyères de pulvérisation de carburant 124 sont disposées au sein du dispositif combustor 16 de telle sorte qu’elles sont situées plus près d’un ou plusieurs allumeurs 126 du dispositif combustor 16 que celles du second sous-ensemble 124B de tuyères de pulvérisation de carburant 124. Cependant, cela n’est pas essentiel, et le premier sous-ensemble 124A de tuyères de pulvérisation de carburant 124 peut être disposé à un quelconque emplacement approprié au sein du dispositif combustor 16. Dans l’exemple montré, le dispositif combustor 16 comprend 2 allumeurs agencés sensiblement diamétralement opposés l’un à l’autre. Cependant, le dispositif combustor 16 peut comprendre un quelconque nombre approprié d’allumeurs, par exemple 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, par exemple entre 1 et 6, ou entre 2 et 6, ou entre 2 et 4. Le ou les allumeurs 126 peuvent être disposés à un quelconque emplacement approprié dans le dispositif combustor 16 et ne doivent pas nécessairement être agencés symétriquement au sein du dispositif combustor 16. Un autre exemple du système de distribution de carburant 102 et du dispositif combustor 16 est montré sur la FIG. 8 . Dans cet exemple, le dispositif combustor comprend une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant qui sont divisées en un premier sous-ensemble 124A et un second sous-ensemble 124B de manière similaire à celui décrit précédemment. Chaque tuyère de projection de carburant 124 comprend un injecteur pilote primaire 116A’, un injecteur pilote secondaire 116A’ et un injecteur principal 116B. Les injecteurs pilotes primaires 116A’ et les injecteurs principaux 116B sont alimentés avec du carburant du FMU 104 par un premier et second collecteur pilote/principal 126A, 126B. Les injecteurs pilotes primaires 116A’ et les injecteurs principaux 116B du premier sous-ensemble de tuyères 124A sont alimentés par le premier collecteur pilote/principal 126A. Les injecteurs pilotes primaires 116A’ et les injecteurs principaux 116B du second sous-ensemble de tuyères 124B sont alimentés par le premier collecteur pilote/principal 126B. Les injecteurs pilotes secondaires 116A’’ sont alimentés avec du carburant du FMU 104 par un collecteur pilote secondaire 126C. Le premier collecteur pilote/principal 126A est donc relié entre le FMU 104 et les tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble 124A, tandis que le second sous-ensemble 124B est relié au FMU 104 par le second collecteur pilote/principal 126B. Toutes les tuyères de pulvérisation de carburant (c’est-à-dire les deux sous-ensembles) sont alimentées en carburant par le collecteur pilote secondaire 126C. Le FMU 104 comprend une première vanne de séparation 112A et une seconde vanne de séparation 112B. La première vanne de séparation 112A est agencée pour séparer le débit de carburant alimenté au FMU 104 en un premier débit de carburant fourni au collecteur pilote secondaire 126C, et un second débit de carburant alimenté à la seconde vanne de séparation 112B. La seconde vanne de séparation 112B est agencée pour fournir un débit de carburant aux injecteurs pilotes primaires 116A’ de telle sorte que les injecteurs pilotes primaires 116A du premier sous-ensemble 124A de tuyères reçoivent plus de carburant en dessous d’un point d’étape par comparaison avec ceux du second sous-ensemble 124B de tuyères de pulvérisation de carburant. En dessous du point d’étape, la vanne de séparation 112B est agencée pour fournir moins de carburant (y compris aucun carburant) au second sous-ensemble 124B de tuyères de pulvérisation de carburant. Au niveau ou au-dessus du point d’étape, on peut fournir à toutes les tuyères de l’un et l’autre parmi les premier et second sous-ensembles la même quantité de carburant par la vanne de séparation 112B. Tel que décrit précédemment, le point d’étape peut être un seuil de débit de carburant, ou une puissance moteur. Dans l’exemple montré sur la FIG. 8 , l’étagement des injecteurs principaux est fourni par des vannes passives 127 (ou autres types de vannes) fournies au sein de chacune des tuyères de pulvérisation de carburant 124. Par exemple, chaque tuyère de pulvérisation de carburant 124 peut comprendre une ou plusieurs vannes passives agencées pour commander un débit de carburant reçu depuis le collecteur pilote/principal respectif 126A, 126B pour permettre l’étagement entre un fonctionnement pilote seulement et un fonctionnement principal pilot plus. Dans d’autres exemples, d’autres moyens pour fournir un étagement entre un fonctionnement pilote seulement et principal pilote plus peuvent être fournis. Bien que la FIG. 8 montre un dispositif combustor ayant des tuyères de pulvérisation de carburant comprenant des injecteurs pilotes primaire et secondaire qui peuvent ne pas être le cas dans d’autres exemples. Les injecteurs pilotes secondaires peuvent être absents dans certains exemples, conjointement avec le collecteur pilote secondaire 126C et la première vanne de séparation 112A. En référence aux exemples des deux Figures 6 et 8, le système de distribution de carburant 102 comprend au moins un échangeur de chaleur carburant-huile (HX) 114. De manière classique, au moins un système d’huile à boucle sensiblement fermée 128 est conçu pour alimenter en huile lubrifiante une pluralité de composants moteurs et collecter l’huile lubrifiante suite à une lubrification des composants de moteur. L’huile lubrifiante agit également pour éliminer la chaleur des composants de moteur, de sorte qu’une température de l’huile lubrifiante est augmentée suite à une lubrification des composants de moteur. L’échangeur de chaleur carburant-huile 114 est conçu pour transférer de la chaleur de l’huile lubrifiante chauffée au carburant avant le carburant entrant dans le dispositif combustor 16. Le transfert de chaleur de l’huile lubrifiante chauffée vers le carburant sert à un nombre d’objets. Un objet est de réduire une température de l’huile lubrifiante, de telle sorte que l’huile lubrifiante peut être recirculée pour éliminer la chaleur des composants de moteur. Un autre objet est d’augmenter une température du carburant avant que le carburant n’entre dans le dispositif combustor 16, afin de modifier une ou plusieurs propriétés du carburant juste avant l’entrée dans le dispositif combustor 16 et d’améliorer ou d’optimiser la combustion. Dans l’exemple montré, l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 est disposé entre la pompe à carburant 108 et l’unité de dosage de carburant 104, bien que l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 puisse être disposé à un quelconque emplacement approprié. Le dispositif de commande électronique de moteur 106 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 en fournissant des signaux de commande à l’échangeur de chaleur carburant-huile 114. Le moteur à turbine à gaz 10 de la présente demande est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant 124. En d’autres termes, le moteur à turbine à gaz 10 est conçu pour injecter du carburant (F) comprenant un carburant aviation durable (SAF) dans la chambre de combustion (120). En utilisation, le carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant 124 comprend donc un SAF. Par « carburant comprenant un SAF », il est entendu que le carburant fourni au dispositif combustor 16 (et à la chambre de combustion 120), par l’intermédiaire des tuyères de pulvérisation de carburant 124, comprend un %SAF dans la plage de 50 % à 100 %, de préférence dans la plage de 70 % à 100 %, et plus préférablement dans la plage de 90 % à 100 %. Plus généralement, « carburant comprenant un SAF » peut signifier un carburant comprenant l’un quelconque mélange de SAF et de carburant kérosène fossile, comportant jusqu’à 100 % de SAF et aucun carburant kérosène fossile. Le carburant comprenant un SAF peut être un carburant comprenant un pourcentage de SAF de 1 %, 2 %, 5 %, 10 %, 15 %, 20 %, 30 %, 40 %, 50 %, 60 %, 70 %, 80 %, 90 %, 95 %, 100 %, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. « SAF » signifie un carburant de type kérosène dont la composante hydrocarbonée est sensiblement pleine d’hydrocarbures paraffiniques. « SAF » signifie en complément ou alternativement un carburant de type kérosène avec une fraction massique d’hydrogène dans la plage de 13,7 % à 16,9 %, par exemple 15,3 %. « Un carburant hydrocarboné à base fossile » ou « carburant fossile » utilisé n’importe où ici signifie un kérosène à base fossile avec une fraction massique d’hydrogène dans la plage de 12,0 % à 14,8 %, par exemple 13,4 %. Émissions de matières particulaires non volatiles (nvPM) Un indice d’émissions (EI) de nvPM est défini ici comme la masse de nvPM produite par unité de masse de carburant utilisée par le dispositif combustor 16 du moteur à turbine à gaz 10 de l’un quelconque exemple décrit ici. Dans la présente demande, l’indice d’émissions de nvPM est la masse de nvPM produite par le moteur à turbine à gaz 10 en milligrammes divisée par la masse correspondante du carburant utilisé par le moteur 10 en kilogrammes, sauf indication contraire. Des exemples à la fois d’émissions d’échappement non corrigées et corrigées en fonction des pertes dans le système (SL) de moteurs d’aéronef de série (à l’aide d’un carburant aviation de type kérosène JET A-1 d’origine fossile), mesurées selon les procédures du Volume II de l’Annexe 16 de l’OACI et, le cas échéant, certifiées par les États de conception des moteurs selon leurs réglementations nationales, sont fournis dans la Banque de données de l’OACI sur les émissions des moteurs d’aéronefs, hébergée au nom de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI) par l’Agence de l’Union européenne pour la sécurité aérienne (EASA). La banque de données couvre des types de moteurs dont les émissions sont réglementées, à savoir les turboréacteurs et les moteurs à double flux avec une poussée statique supérieure à 26,7 kilonewtons d’indices d’émissions de nvPM. Des exemples de facteurs de correction empirique pour les EI de masse et de nombre de nvPM, ainsi que des définitions, des symboles, des unités du SI, des acronymes, et des procédures pour estimer les pertes de système sont donnés dans l’Annexe 16 à la Convention relative à l’aviation civile internationale, intitulée « Protection de l’environnement » ; Volume II – Émissions des moteurs d’aviation Quatrième édition, juillet 2017 ; Appendice 8. Procédures pour estimer les corrections de pertes de particules non volatiles dans le système ; qui est incorporé ici à titre de référence. À l’intérieur de celui-ci, il est noté que la mise en œuvre du système de prélèvement et de mesure des nvPM peut avoir pour résultat une perte de particules significative de l’ordre de 50 % pour la masse de nvPM et de 90 % pour le nombre de nvPM (par exemple en raison de la perte de particules sur les parois du système de prélèvement entraînée par des mécanismes de dépôt), et que les pertes de particules dépendent de la taille et dépendent par conséquent de l’état de fonctionnement du moteur, de la technologie de dispositif combustor, et d’autres facteurs divers. À ce titre, les indices d’émissions de nvPM corrigés en fonction des pertes dans le système se réfèrent aux émissions de nvPM au niveau de la sortie du moteur ajustées en fonction des pertes dépendant de la taille des particules dans le système de prélèvement et de mesure, à l’exclusion des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte, en supposant que les nvPM dans le plan de sortie d’échappement d’un moteur ont une distribution log-normale, une valeur fixe de densité effective de nvPM, une valeur fixée de l’écart type géométrique, limitant la concentration massique de nvPM à la limite de détection, une taille minimale des particules de 0,01 µm, et sans coagulation. Par exemple, comme spécifié dans l’Annexe 16 de la Convention relative à l’aviation civile internationale, intitulée « Protection de l’environnement », le facteur de correction de EI mass- en fonction des pertes dans le système sans correction des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte est défini comme le rapport entre la valeur estimative de la concentration massique dans le plan de sortie de la tuyère d’échappement du moteur, sans correction en fonction des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte et la concentration massique mesurée, et peut être calculé comme suit : Où : EI mass e représente l’indice d’émissions massique de nvPM corrigé en fonction des pertes thermophorétiques, en mg/kg de carburant ; K SL_mass e représente le facteur de correction de EImasse en fonction des pertes dans le système, sans correction des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte, en µg/m 3 ; nvPM mass e _EP représente la valeur estimative de la concentration massique de nvPM dans le plan de sortie de la tuyère d’échappement du moteur, non corrigée en fonction des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte ; DF 1 représente le facteur de première dilution ; et, nvPM mass e _STP représente la concentration massique de nvPM, après dilution, mesurée par un instrument dans les conditions STP, µg/m 3 . En outre, le facteur de correction de EI num en fonction des pertes dans le système est défini comme le rapport entre la valeur estimative de la concentration en nombre dans le plan de sortie de la tuyère d’échappement du moteur, sans correction en fonction des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte et la correction en nombre mesurée, et peut être calculé comme suit : Où : EI num représente l’indice d’émissions en nombre de nvPM corrigé en fonction des pertes thermophorétiques, en nombre/kg de carburant ; K SL_num représente le facteur de correction de EInum en fonction des pertes dans le système, sans correction des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte, nombre/m 3 ; nvPM num_EP représente la valeur estimative de la concentration en nombre de nvPM dans le plan de sortie de la tuyère d’échappement du moteur, non corrigée en fonction des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte ; DF 1 représente le facteur de première dilution ; DF 2 représente le facteur de seconde dilution (VPR) selon l’étalonnage ; et, nvPM num_STP représente la concentration en nombre de nvPM, après dilution, mesurée par un instrument dans les conditions STP, nombre/cm 3 . Par exemple, comme spécifié dans l’Annexe 16 de la Convention relative à l’aviation civile internationale, intitulée « Protection de l’environnement », la masse (nvPM mass e _EP ) et le nombre (nvPM num_EP ) dans le plan de sortie de la tuyère d’échappement du moteur peuvent être déterminés à l’aide de la procédure suivante : a) Pour une nvPM num_STP mesurée, commencer par une valeur initiale de b) Une valeur initiale de 0,02 µm doit être supposée pour le diamètre géométrique moyen, D mg , de la distribution log-normale de la taille des particules (µm). c) En partant des valeurs initiales supposées de nvPM num_EP et de D mg obtenues aux points a) et b), estimer les concentrations massique (nvPM mass e _EST ) et en nombre (nvPM num_EST ) de nvPM, où : (nvPM mass e _EST ) représente la valeur estimative de la concentration massique, après dilution, mesurée par un instrument (c’est-à-dire corrigé pour la dilution), µg/m 3 ; et, (nvPM num_EST ) représente la valeur estimative de la concentration en nombre, après dilution, mesurée par un instrument (c’est-à-dire corrigé pour la dilution), nombre/cm 3 ; à l’aide des équations suivantes : Où : nvPMmi représente l’instrument mesurant la masse de particules non volatiles ; η mass e (D m ) représente la fraction globale de pénétration dans le système de prélèvement et de mesure pour le nvPMmi sans pertes thermophorétiques dans la partie Collecte à la taille de mobilité électrique des particules, D m ; ρ représente la densité effective supposée de nvPM, g/cm 3 ; D m représente le diamètre de mobilité électrique des nvPM, µm ; f lgn (D m ) représente la fonction de distribution log-normale avec paramètres d’écart type géométrique, δ g , et diamètre moyen géométrique, D mg ; et où : nvPMni représente l’instrument mesurant le nombre de particules non volatiles ; η num (D m ) représente la fraction globale de pénétration dans le système de prélèvement et de mesure pour le nvPMni sans pertes thermophorétiques dans la partie Collecte à la taille de mobilité électrique des particules, Dm ; et où : est la largeur d’un intervalle dans le logarithme naturel de base ; δ g est l’écart type géométrique supposé de la distribution log-normale ; e est le nombre d’Euler ; et, n est le nombre d’intervalles de particules par décade. d) Déterminer la différence, δ (définie comme la somme du carré des différences relatives entre les concentrations massiques et en nombre mesurées et calculées, corrigées pour la dilution) entre nvPM num_STP , nvPM mass e _STP et les valeurs estimatives de la concentration en nombre de nvPM (nvPM num_EST ) et de la concentration massique de nvPM (nvPM mass e _EST ) à partir des valeurs initiales du plan de sortie de la tuyère d’échappement du moteur à l’aide de l’équation suivante : e) Répéter les étapes c) à d) en faisant varier nvPM num_EP et D mg jusqu’à ce que δ soit réduit à moins de 1 x 10 -9 . f) Une fois que δ est réduit à moins de 1 x 10 -9 , les valeurs finales de nvPM num_EP et D mg sont celles associées à cette valeur minimisée de δ. g) À l’aide de nvPM num_EP et D mg à partir de l’étape f), nvPM num_EP doit être déterminé à l’aide de l’expression suivante : Des méthodes alternatives pour déterminer et/ou corriger les pertes dans le système sont également proposées, par exemple, par : Durand et al., 2023 (Correction for particle loss in a regulatory aviation nvPM emissions system using measured particle size, Journal of Aerosol Science, Volume 169, 2023, 106140, ISSN 0021-8502) ; Corbin et al., 2022 (Aircraft-engine particulate matter emissions from conventional and sustainable aviation fuel combustion: Comparison of measurement techniques for mass, number, and size, Atmospheric Measurement Techniques, 15 (10) (2022), pp. 3223-3242) ; Durdina et al., 2021 (Reduction of nonvolatile particulate matter emissions of a commercial turbofan engine at the ground level from the use of a sustainable aviation fuel blend, Environmental Science and Technology, 55 (21) (2021), pp. 14576-14585) ; Harper et al., 2022 (Influence of alternative fuel properties and combustor operating conditions on the nvPM and gaseous emissions produced by a small-scale RQL combustor, Fuel, 315 (2022), Article 123045) ; et, Saffaripour et al., 2019 (A review on the morphological properties of non-volatile particulate matter emissions from aircraft turbine engines, Journal of Aerosol Science, 105467 (2019)) ; chacun incorporé ici à titre de référence. Il est entendu que les données et indices du système de prélèvement et de mesure de nvPM qui n’ont pas été corrigés en fonction des pertes dans le système ne fournissent pas une représentation exacte des niveaux réels d’émission d’échappement. À l’inverse, il est entendu que les données corrigées en fonction des pertes dans le système de prélèvement et de mesure et les indices d’émissions de nvPM corrigés en fonction des pertes dans le système fournissent une représentation précise des niveaux réels d’émissions d’échappement, qui peuvent être exprimés, par exemple, sous la forme d’un ou plusieurs indices corrigés en fonction des pertes dans le système (SL), d’un nombre de nvPM corrigés en fonction des pertes dans le système (SL) (c’est-à-dire en nombre/kg de carburant), ou d’une masse en nombre de nvPM corrigés en fonction des pertes dans le système (SL) (c’est-à-dire en mg/kg). Ainsi, il est entendu que la masse de nvPM produite par le moteur à turbine à gaz 10 se rapporte aux données corrigées en fonction des pertes dans le système (SL) en milligrammes (mg) divisées par la masse correspondante du carburant utilisé par le moteur 10 en kilogrammes (kg) sauf indication contraire. L’indice d’émissions de nvPM, corrigé en fonction des pertes dans le système ou autrement, peut être défini à diverses phases de fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10, par exemple de ralenti, de décollage maximal, de montée et d’approche. Un indice d’émissions peut en outre être défini en fonction du type de carburant fourni au dispositif combustor 16. Les paramètres suivants de l’indice d’émissions sont définis pour le moteur à turbine à gaz 10 : i) EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 s’il fonctionne à 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données. Le fonctionnement à 7 % de la poussée disponible peut correspondre à un fonctionnement dans une phase de fonctionnement de ralenti du moteur à turbine à gaz 10 ; ii) EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 s’il fonctionne à 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données. Le fonctionnement à 100 % de la poussée disponible peut correspondre à un fonctionnement dans une phase de fonctionnement de décollage maximal du moteur à turbine à gaz 10 ; iii) EI montée est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 lors du fonctionnement à 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données. Le fonctionnement à 85 % de la poussée disponible peut correspondre à un fonctionnement dans une phase de fonctionnement de montée du moteur à turbine à gaz 10 ; iv) EI approche est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 lors du fonctionnement à 30 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données. Le fonctionnement à 30 % de la poussée disponible peut correspondre à un fonctionnement dans une phase de fonctionnement d’approche du moteur à turbine à gaz 10. La poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données (c’est-à-dire de réglage de la puissance du moteur) est définie comme un pourcentage de la poussée nominale maximale du moteur (F 00 ) telle qu’elle est définie dans l’art. En d’autres termes, un pourcentage de « poussée disponible » se réfère à un pourcentage d’une poussée maximale, où la poussée maximale est de « 100 % de la poussée disponible », et des « conditions de fonctionnement données » se réfèrent à des conditions de fonctionnement prédéterminées dans lesquelles la poussée nominale maximale du moteur, c’est-à-dire de 100 % de la poussée disponible, est mesurée. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent être celles de l’ISA au niveau de la mer où l’humidité absolue de référence est de 0,00634 kg d’eau/kg d’air sec. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent être statiques au niveau de la mer. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent comporter l’absence de soutirage client et/ou l’absence de tirage de puissance. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent être des conditions de jour. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent être à environ 60 % d’humidité relative. Les indices d’émissions de nvPM définis ci-dessus peuvent en outre être définis en fonction du carburant alimenté au dispositif combustor. Les valeurs de l’indice d’émissions de nvPM spécifiques aux carburants sont définies comme suit : i) EI ralenti ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 s’il fonctionne à 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 est un carburant hydrocarboné à base fossile ; ii) EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 s’il fonctionne à 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 est un carburant hydrocarboné à base fossile ; iii) EI montée ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 lors du fonctionnement à 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 est un carburant hydrocarboné à base fossile ; iv) EI approche ,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 lors du fonctionnement à 30 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 est un carburant hydrocarboné à base fossile ; v) EI ralenti ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 s’il fonctionne à 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 comprend un carburant aviation durable (SAF) ; vi) EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 s’il fonctionne à 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 est un carburant aviation durable (SAF) ; vii) EI montée ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 lors du fonctionnement à 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et viii) EI approche ,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 lors du fonctionnement à 30 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 comprend un carburant aviation durable (SAF). Débit de carburant Un débit de carburant du moteur à turbine à gaz 10 est défini comme le débit de carburant vers les tuyères de pulvérisation de carburant du dispositif combustor 16 (c.-à-d. lorsque le moteur est en fonctionnement). Le débit de carburant est défini pour un fonctionnement à différents pourcentages de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données telles que définies ci-dessus. est le débit de carburant vers les tuyères de pulvérisation de carburant 124 en kg/s à 7 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et peut correspondre à une phase de fonctionnement au ralenti du moteur à turbine à gaz 10. est le débit de carburant aux tuyères de pulvérisation de carburant 124 en kg/s à 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et peut correspondre à une phase de fonctionnement au décollage maximal du moteur à turbine à gaz 10. est défini comme le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant 124 en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à 85 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et peut correspondre à une phase de fonctionnement de montée du moteur à turbine à gaz 10. est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant 124 en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à 30 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et peut correspondre à une phase de fonctionnement d’approche du moteur à turbine à gaz 10. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,595 à 1,29 kg/s, de préférence de 0,670 à 1,19 kg/s, plus préférablement de 0,744 à 1,08 kg/s. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,595 à 1,28 kg/s, de préférence de 0,670 à 1,17 kg/s, plus préférablement de 0,744 à 1,07 kg/s. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,701 à 1,29 kg/s, de préférence de 0,788 à 1,19 kg/s, plus préférablement de 0,876 à 1,08 kg/s. peut être dans la plage de 0,551 à 0,850 kg/s. peut être dans la plage de 0,551 à 0,750 kg/s. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,492 à 1,05 kg/s, de préférence de 0,554 à 0,960 kg/s, plus préférablement de 0,616 à 0,873 kg/s. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,492 à 1,05 kg/s, de préférence de 0,554 à 0,957 kg/s, plus préférablement de 0,616 à 0,870 kg/s. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,577 à 1,05 kg/s, de préférence de 0,649 à 0,960 kg/s, plus préférablement de 0,721 à 0,873 kg/s. peut être dans la plage de 0,461 à 0,650 kg/s. peut être dans la plage de 0,461 à 0,600 kg/s. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,175 à 0,343 kg/s, de préférence de 0,197 à 0,314 kg/s, plus préférablement de 0,219 à 0,286 kg/s. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,175 à 0,341 kg/s, de préférence de 0,197 à 0,313 kg/s, plus préférablement de 0,219 à 0,284 kg/s. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,196 à 0,343 kg/s, de préférence de 0,220 à 0,314 kg/s, plus préférablement de 0,245 à 0,286 kg/s. peut être dans la plage de 0,166 à 0,300 kg/s. peut être dans la plage de 0,166 à 0,250 kg/s. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,0695 à 0,118 kg/s, de préférence de 0,0782 à 0,108 kg/s, plus préférablement de 0,0869 à 0,0981 kg/s. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,0712 à 0,117 kg/s, de préférence de 0,0801 à 0,107 kg/s, plus préférablement de 0,0890 à 0,0970 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0850 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0750 kg/s. Poussée du moteur La poussée du moteur à turbine à gaz 10 est donnée par le symbole F et est définie pour un fonctionnement à différents pourcentages de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données telles que définies ci-dessus . est défini comme la poussée du moteur à turbine à gaz 10 à 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données en kN. est défini comme la poussée du moteur à turbine à gaz 10 à 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données en kN. Dans l’un quelconque des exemples définis ou revendiqués ici, peut être dans la plage de 85,4 kN à 172 kN et de préférence dans la plage de 96,1 kN à 158 kN et plus préférablement dans la plage de 106 kN à 144 kN. Dans l’un quelconque des exemples définis ou revendiqués ici, peut être dans la plage de 89,0 kN à 157 kN et de préférence dans la plage de 100 kN à 144 kN et plus préférablement dans la plage de 111 kN à 131 kN. La valeur de correspond à la poussée nominale maximale F 00 . Alternativement, peut être dans la plage de 50 kN à 85 kN et de préférence dans la plage de 57 kN à 78 kN et de préférence dans la plage de 60 kN à 73 kN, et plus préférablement dans la plage de 60 kN à 70 kN. Dans l’un quelconque des exemples définis ou revendiqués ici, peut être dans la plage de 5,98 kN à 12,1 kN et de préférence dans la plage de 6,72 kN à 11,1 kN et plus préférablement dans la plage de 7,47 kN à 10,1 kN. Dans l’un quelconque des exemples définis ou revendiqués ici, peut être dans la plage de 6,23 kN à 11,0 kN et de préférence dans la plage de 7,00 kN à 10,1 kN et plus préférablement dans la plage de 7,78 kN à 9,13 kN. Alternativement, peut être dans la plage de 3,5 kN à 6 kN et de préférence dans la plage de 4 kN à 5,5 kN et de préférence dans la plage de 4,2 kN à 5,2 kN, et de préférence dans la plage de 4,2 kN à 5 kN. La poussée à d’autres points de fonctionnement (par exemple d’approche et de montée) peut être définie en prenant la valeur de pourcentage pertinente de la poussée nominale maximale, F 00 . Rapport de dérivation Le rapport de dérivation (BPR) est défini comme le rapport entre le débit massique du débit à travers le conduit de dérivation et le débit massique du débit à travers le cœur. Dans l’un quelconque des exemples définis ou revendiqués n’importe où ici, le BPR peut être dans la plage de 6,63 à 13,4 et plus préférablement dans la plage de 7,46 à 12,3 et de préférence en outre dans la plage de 8,29 à 11,1. Dans l’un quelconque des exemples définis ou revendiqués n’importe où ici, le BPR peut être dans la plage de 8,36 à 13,4 et plus préférablement dans la plage de 9,40 à 12,3 et de préférence en outre dans la plage de 10,4 à 11,1. Dans l’un quelconque des exemples définis ou revendiqués n’importe où ici, le BPR peut être dans la plage de 6,63 à 10,3 et plus préférablement dans la plage de 7,46 à 9,38 et de préférence en outre dans la plage de 8,29 à 8,53. Alternativement, le BPR peut être dans la plage de 3,5 à 6,5 et plus préférablement dans la plage de 4 à 6 et encore plus préférablement dans la plage de 4 à 5 ou de 5 à 6. Premier et second rapports d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD Un premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD est défini dans l’équation (1) ci-dessous : et sont tels que définis ailleurs ici. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD représente le rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système au ralenti (par exemple à 7 % de la poussée disponible) et l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système au décollage maximal (par exemple à 100 % de la poussée disponible). Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 60. Dans d’autres exemples, le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 58,4 et de préférence inférieur à 53,5 et plus préférablement inférieur à 48,6. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 45 et de préférence inférieur ou égal à 30 et plus préférablement inférieur ou égal à 15. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 8,65 et de préférence inférieur ou égal à 7,93 et plus préférablement inférieur ou égal à 7,21. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,155 et de préférence inférieur ou égal à 0,142 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,129. Plus généralement, le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être inférieur à 0,01, 0,02, 0,03, 0,04, 0,05, 0,06, 0,07, 0,08, 0,09, 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, 2, 4, 6, 8, 10, 12, 14, 16, 18, 20, 22, 24, 26, 28, 30, 32, 34, 36, 38, 40, 42, 44, 46, 48, 50, 52, 54, 56, 58, 60, ou dans une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être dans une plage comprise entre 0,01 et 0,2, 0,01 et 0,15, 0,01 et 0,07, ou 0,01 et 0,05. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus dans lesquels une limite supérieure du premier indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD est définie, le premier indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut avoir une limite inférieure supérieure à zéro. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,038 et de préférence supérieur ou égal à 0,0428 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,0475. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 1,21 et de préférence supérieur ou égal à 1,36 et plus préférablement supérieur ou égal à 1,52. Dans un exemple, le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,0380 à 8,65 et de préférence dans la plage de 0,0428 à 7,93 et plus préférablement dans la plage de 0,0475 à 7,21. Dans un autre exemple, le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,0380 à 0,155 et de préférence dans la plage de 0,0428 à 0,142 et plus préférablement dans la plage de 0,0475 à 0,129. Dans un autre exemple, le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être dans la plage de 1,21 à 8,65 et de préférence dans la plage de 1,36 à 7,93 et plus préférablement dans la plage de 1,52 à 7,21. Comme les valeurs indiquées dans les paragraphes précédents correspondent au cas où le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne en utilisant un carburant comprenant un SAF, la première équation (1) de l’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD est équivalente à EI ralenti ,SAF / EI maxTO,SAF pour les valeurs indiquées dans les paragraphes précédents. Un second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD (également dénommé « rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD » ailleurs ici) est défini dans l’équation (2) ci-dessous : (2) , et sont tels que définis ailleurs ici. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD représente un rapport entre le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à l’aide d’un carburant comprenant un SAF par comparaison avec un fonctionnement à l’aide d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Dans certains exemples, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,8 et de préférence inférieur ou égal à 0,6 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,4 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,2. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,178 et de préférence inférieur ou égal à 0,164 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,149. Plus généralement, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être inférieur à 0,05, 0,1, 0,15, 0,2, 0,25, 0,3, 0,35, 0,4, 0,45, 0,5, 0,55, 0,6, 0,65, 0,7, 0,75, 0,8, 0,85, 0,9, 0,95, ou 1, ou dans l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être dans une plage comprise entre 0,25 et 0,4 ou 0,3 et 0,35. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus dans lesquels une limite supérieure du second indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD est définie la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,03 et de préférence supérieur ou égal à 0,06 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,09. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,118 et de préférence supérieur ou égal à 0,133 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,148. Dans un exemple, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,118 à 0,178 et de préférence dans la plage de 0,133 à 0,164 et plus préférablement dans la plage de 0,148 à 0,149. Dans certains exemples, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être de 0,118, 0,12, 0,125, 0,13, 0,135, 0,14, 0,145, 0,15, 0,155, 0,16, 0,165, 0,17, 0,175, 0,178, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant Un rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant est défini comme : (3) où est tel que défini ci-dessus c’est-à-dire le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s à 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s à 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données. et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant représente le rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système au ralenti (par exemple à 7 % de la poussée disponible) multiplié par le débit de carburant respectif et l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système au décollage maximal (par exemple à 100 % de la poussée disponible) multiplié par le débit de carburant respectif. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 6. Dans d’autres exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 5,93 et de préférence inférieur à 5,44 et plus préférablement peut être inférieur à 4,94. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 4,5 et de préférence inférieur ou égal à 3 et plus préférablement inférieur ou égal à 1,5. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,879 et de préférence inférieur ou égal à 0,806 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,733. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,0181 et de préférence inférieur ou égal à 0,0166 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,0151. Plus généralement, le rapport de l’indice d’émissions de nvPM du débit de carburant peut être inférieur à 0,003, 0,004, 0,005, 0,01, 0,015, 0,02, 0,025, 0,03, 0,035, 0,04, 0,045, 0,05, 0,055, 0,06, 0,065, 0,07, 0,1, 0,2, 0,3, 0,4, 0,5, 0,6, 0,7, 0,8, 0,9, 1, 1,5, 2, 2,5, 3, 3,5, 4, 4,5, 5, 5,5, 6, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus dans lesquels uniquement une limite supérieure du rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant est définie, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,00351 et de préférence supérieur ou égal à 0,00395 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,00439. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM du débit de carburant du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,109 et de préférence supérieur ou égal à 0,123 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,137. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,00351 à 0,879 et de préférence dans la plage de 0,00395 à 0,806 et plus préférablement dans la plage de 0,00439 à 0,733. Dans un autre exemple, le rapport de l’indice d’émissions de nvPM du débit de carburant peut être dans la plage de 0,00351 à 0,0181 et de préférence dans la plage de 0,00395 à 0,0166 et plus préférablement dans la plage de 0,00439 à 0,0151. Dans un autre exemple, le rapport de l’indice d’émissions de nvPM du débit de carburant peut être dans la plage de 0,109 à 0,879 et de préférence dans la plage de 0,123 à 0,806 et plus préférablement dans la plage de 0,137 à 0,733. Alternativement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM de débit de carburant peut être dans une plage comprise entre 0,0009 et 0,021, 0,009 et 0,019, 0,009 et 0,007, ou 0,009 et 0,006. peut être tel que défini n’importe où ici. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, peut être dans la plage de 0,595 à 1,29 kg/s, de préférence 0,670 à 1,19 kg/s, plus préférablement 0,744 à 1,08 kg/s. Dans d’autres exemples, peut être dans la plage de 0,595 à 1,28 kg/s, de préférence 0,670 à 1,17 kg/s, plus préférablement 0,744 à 1,07 kg/s. Dans encore d’autres exemples, peut être dans la plage de 0,701 à 1,29 kg/s, de préférence 0,788 à 1,19 kg/s, plus préférablement 0,876 à 1,08 kg/s. Le du moteur à turbine à gaz 10 peut être tel que défini n’importe où ici. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, peut être dans la plage de 0,0695 à 0,118 kg/s, de préférence 0,0782 à 0,108 kg/s, plus préférablement 0,0869 à 0,0981 kg/s. Dans certains exemples, peut être dans la plage de 0,0712 à 0,117 kg/s, de préférence 0,0801 à 0,107 kg/s, plus préférablement 0,0890 à 0,0970 kg/s. Rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est défini comme : où est tel que défini ci-dessus c’est-à-dire la poussée du moteur à turbine à gaz 10 à 100 % de la poussée disponible en kN pour les conditions de fonctionnement données (c’est-à-dire la poussée nominale maximale, F 00 ) et est la poussée du moteur à turbine à gaz 10 à 7 % de la poussée disponible en kN pour les conditions de fonctionnement données (c’est-à-dire F 00 x 0,07). et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée représente le rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système au décollage maximal divisé par la poussée respective et l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système au ralenti divisé par la poussée respective. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur à 0,001. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur à 0,00115 et de préférence supérieur à 0,00129 et plus préférablement supérieur à 0,00144. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur à 0,0644 et de préférence supérieur à 0,0724 et plus préférablement supérieur à 0,0805. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,003 et de préférence supérieur ou égal à 0,005 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,007. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,00776 et de préférence supérieur ou égal à 0,00874 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,00971. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,434 et de préférence supérieur ou égal à 0,488 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,542. Plus généralement, le rapport d’indice des émissions de nvPM à la poussée peut être supérieur à 0,001, 0,0015, 0,002, 0,0025, 0,003, 0,0035, 0,004, 0,0045, 0,005, 0,01, 0,02, 0,03, 0,04, 0,05, 0,06, 0,07, 0,08, 0,09, 0,1, 0,15, 0,2, 0,25, 0,3, 0,35, 0,4, 0,45, 0,5, 0,55, 0,6, 0,65, 0,7, 0,75, 0,8, 0,85, 0,9, 0,95, 1, 1,05, 1,1, 1,15, 1,2, 1,25, 1,3, 1,35, 1,4, 1,45, 1,5, 1,55, 1,6, 1,65, 1,7, 1,75, 1,8, 1,85, 1,9, 1,95, 2, 2,5, 3, 3,5, 4, 4,5, 5, 5,5 ou 6, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être dans une plage comprise entre 0,3 et 4,5, 0,4 et 4, 1 et 4,5, ou 1,4 et 4. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus dans lesquels uniquement une limite inférieure du rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est définie, la limite supérieure peut être telle que définie dans les paragraphes suivants. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 1,77 et de préférence inférieur ou égal à 1,62 et plus préférablement inférieur ou égal à 1,48. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,0553 et de préférence inférieur ou égal à 0,0507 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,0461. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,00776 à 1,77 et de préférence dans la plage de 0,00874 à 1,62 et encore plus préférablement dans la plage de 0,00971 à 1,48. Dans un autre exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,434 à 1,77 et de préférence dans la plage de 0,488 à 1,62 et encore plus préférablement dans la plage de 0,542 à 1,48. Dans un autre exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,00776 à 0,0553 et de préférence dans la plage de 0,00874 à 0,0507 et encore plus préférablement dans la plage de 0,00971 à 0,0461. Rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et riche et la PMD Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD est défini comme : (5) où EI croisière ( appauvrie ) est défini comme : (6) EI croisière ( appauvrie ) représente l’indice d’émissions de nvPM lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne dans une phase de fonctionnement de croisière appauvrie. Cela peut être le cas, par exemple, lorsque la turbine à gaz fonctionne dans le mode de fonctionnement pilote plus principal décrit ci-dessus. EI croisière ( appauvrie ) est déterminé en trouvant la moyenne de l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système correspondant au moment où le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne dans une phase de fonctionnement de décollage maximal (c’est-à-dire à 100 % de la poussée disponible) et lorsqu’il fonctionne dans une phase de fonctionnement de montée (c’est-à-dire à 85 % de la poussée disponible). Dans les équations (5) et (6) ci-dessus, et sont tels que définis ailleurs ici. BPR est le rapport de dérivation du moteur à turbine à gaz 10 tel que défini ci-dessus. Le rapport de dérivation est défini comme le rapport entre le débit massique du débit à travers le conduit de dérivation et le débit massique du débit à travers le cœur. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD représente un rapport entre l’indice d’émissions corrigé en fonction des pertes dans le système en croisière appauvrie et l’indice d’émissions corrigé en fonction des pertes dans le système au décollage maximal, divisé par le BPR. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 0,2. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 0,119, de préférence inférieur à 0,109, et de préférence en outre inférieur à 0,0989. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 0,101, de préférence inférieur à 0,0922, et de préférence en outre inférieur à 0,0838. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,095, de préférence inférieur ou égal à 0,092, et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,089. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,106, de préférence inférieur ou égal à 0,0972, et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,0883. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,0887, de préférence inférieur ou égal à 0,0813, et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,0739. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être inférieur à 0,01, 0,02, 0,03, 0,04, 0,05, 0,06, 0,07, 0,08, 0,09, 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, ou 0,2, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque des exemples définis ci-dessus, dans lesquels uniquement une limite supérieure du rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD est définie, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,0519, de préférence supérieur ou égal à 0,0584, et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,0649. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,0578, de préférence supérieur ou égal à 0,0651, et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,0723. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,0519 à 0,106, de préférence dans la plage de 0,0584 à 0,0972 et de préférence en outre dans la plage de 0,0649 à 0,0883. Dans un autre exemple, le rapport de l’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être dans la plage de 0,0519 à 0,0887, de préférence dans la plage de 0,0584 à 0,0813 et de préférence en outre dans la plage de 0,0649 à 0,0739. Dans un autre exemple, le rapport de l’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être dans la plage de 0,0578 à 0,106, de préférence dans la plage de 0,0651 à 0,0972 et de préférence en outre dans la plage de 0,0723 à 0,0883. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD est défini comme : (7) où EI croisière (riche) est défini comme : (8) EI croisière (riche) représente l’indice d’émissions de nvPM lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne dans une phase de fonctionnement de croisière riche. Cela peut être le cas, par exemple, lorsque la turbine à gaz fonctionne dans le mode de fonctionnement pilote uniquement décrit ci-dessus. EI croisière (riche) est déterminé en trouvant la moyenne de l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système correspondant au moment où le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne dans une phase de fonctionnement de montée (c’est-à-dire à 85 % de la poussée disponible) et lorsqu’il fonctionne dans une phase de fonctionnement d’approche (c’est-à-dire à 30 % de la poussée disponible). Dans les équations (7) et (8) ci-dessus, , , et BPR sont tels que définis ci-dessus. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD représente un rapport entre l’indice d’émissions corrigé en fonction des pertes dans le système en croisière riche et l’indice d’émissions corrigé en fonction des pertes dans le système au décollage maximal, divisé par le BPR. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 20. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 19, de préférence inférieur à 17,5, et de préférence en outre inférieur à 15,9. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 12, de préférence inférieur ou égal à 9, et de préférence en outre inférieur ou égal à 6. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 4,54, de préférence inférieur ou égal à 4,17, et de préférence en outre inférieur ou égal à 3,79. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,066, de préférence inférieur ou égal à 0,0605, et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,055. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être inférieur à 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, ou 20, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD peut être inférieur à 0,03, 0,33, 0,63, 0,93, 1,23, 1,53, 1,83, 2,13, 2,43, 2,73, 3,03, 3,33, 3,63, 3,93, 4,23, 4,53, 4,83, 5,13, 5,43, 5,73, ou 6,03, ou au sein d’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque des exemples définis ci-dessus, dans lesquels uniquement une limite supérieure du rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD est définie, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque des exemples définis ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,0374, de préférence supérieur ou égal à 0,0421, et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,0468. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 1,41 et de préférence supérieur ou égal à 1,58, et de préférence en outre supérieur ou égal à 1,76. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,0374 à 4,54, de préférence dans la plage de 0,0421 à 4,17, et de préférence en outre dans la plage de 0,0468 à 3,79. Dans un autre exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,0374 à 0,0660, de préférence dans la plage de 0,0421 à 0,0605, et de préférence en outre dans la plage de 0,0468 à 0,0550. Dans un autre exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 1,41 à 4,54, de préférence dans la plage de 1,58 à 4,17, et de préférence en outre dans la plage de 1,76 à 3,79. Le rapport de dérivation du moteur à turbine à gaz 10 peut être tel que défini n’importe où ici. Plus spécifiquement, le rapport de dérivation peut être dans la plage de 6,63 à 13,4 et plus préférablement dans la plage de 7,46 à 12,3 et encore plus préférablement dans la plage de 8,29 à 11,1. Dans certains exemples, le rapport de dérivation peut être dans la plage de 8,36 à 13,4 et plus préférablement dans la plage de 9,40 à 12,3 et encore plus préférablement dans la plage de 10,4 à 11,1. Dans certains exemples, le rapport de dérivation peut être dans la plage de 6,63 à 10,3 et plus préférablement dans la plage de 7,46 à 9,38 et encore plus préférablement dans la plage de 8,29 à 8,53. Rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD, à la montée, à l’approche et au ralenti Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD est défini comme : (9) Où et sont tels que définis ci-dessus. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système correspondant au fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 pendant la phase de fonctionnement de décollage maximal à l’aide d’un carburant comprenant un SAF et si le moteur à turbine à gaz 10 fonctionnait à la place à l’aide d’un carburant hydrocarboné à base fossile. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,93, et de préférence inférieur ou égal à 0,86, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,79. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,776, et de préférence inférieur ou égal à 0,711, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,646. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus dans lesquels uniquement une limite supérieure du rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD est définie, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,15, et de préférence supérieur ou égal à 0,3, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,45. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,516, et de préférence supérieur ou égal à 0,581, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,645. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,516 à 0,776, et de préférence dans la plage de 0,581 à 0,711, et plus préférablement dans la plage de 0,645 à 0,646. Dans d’autre exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être de 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, 0,61, 0,62, 0,63, 0,64, 0,65, 0,66, 0,67, 0,68, 0,69, 0,7, 0,71, 0,72, 0,73, 0,74, 0,75, 0,76, 0,77, 0,78, 0,79, 0,8, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Pour évaluer la valeur du rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD une valeur de peut être déterminée pour un fonctionnement à 100 % de la poussée disponible à l’aide d’un carburant comprenant un SAF. La valeur de peut être déterminée pour un fonctionnement correspondant dans les mêmes conditions de fonctionnement données sauf si le moteur à turbine à gaz fonctionnait à la place à l’aide d’un carburant hydrocarboné à base fossile. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée est défini comme : (10) Où et sont tels que définis ci-dessus. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système correspondant au fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 pendant la phase de fonctionnement de montée à l’aide d’un carburant comprenant un SAF et si le moteur à turbine à gaz 10 fonctionnait à la place à l’aide d’un carburant hydrocarboné à base fossile. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,9, et de préférence inférieur ou égal à 0,75, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,6. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,57, et de préférence inférieur ou égal à 0,523, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,475. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque des exemples définis ci-dessus dans lesquels uniquement une limite supérieure du rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée est définie, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,1, et de préférence supérieur ou égal à 0,2, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,3. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,379, et de préférence supérieur ou égal à 0,427, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,474. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,379 à 0,570, et de préférence dans la plage de 0,427 à 0,523, et plus préférablement dans la plage de 0,474 à 0,475. Dans d’autres exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être inférieur à 0,4, 0,41, 0,42, 0,43, 0,44, 0,45, 0,46, 0,47, 0,48, 0,49, 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche est défini comme : (11) Où et sont tels que définis ci-dessus. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système correspondant au fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 pendant la phase de fonctionnement d’approche à l’aide d’un carburant comprenant un SAF et si le moteur à turbine à gaz 10 fonctionnait à la place à l’aide d’un carburant hydrocarboné à base fossile. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,8, et de préférence inférieur ou égal à 0,5, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,2. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,185, et de préférence inférieur ou égal à 0,169, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,154. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque exemple défini ci-dessus dans lequel uniquement une limite supérieure du rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche est définie, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,03, et de préférence supérieur ou égal à 0,06, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,09. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,122, et de préférence supérieur ou égal à 0,138, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,153. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,122 à 0,185, et de préférence dans la plage de 0,138 à 0,169, et plus préférablement dans la plage de 0,153 à 0,154. Dans d’autres exemples, le rapport d’indice d’émissions nvPM à l’approche est 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, ou au sein d’une quelconque plage définie entre l’une quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti est défini comme : (12) Où et sont tels que définis ci-dessus. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système correspondant au fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 pendant la phase de fonctionnement de ralenti à l’aide d’un carburant comprenant un SAF et si le moteur à turbine à gaz 10 fonctionnait à la place à l’aide d’un carburant hydrocarboné à base fossile. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,8, et de préférence inférieur ou égal à 0,5, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,2. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,115, et de préférence inférieur ou égal à 0,106, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,0959. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque exemple défini ci-dessus dans lequel uniquement une limite supérieure est donnée pour le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,02, et de préférence supérieur ou égal à 0,04, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,06. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,0766, et de préférence supérieur ou égal à 0,0862, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,0958. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,0766 à 0,115, et de préférence dans la plage de 0,0862 à 0,106, et plus préférablement dans la plage de 0,0958 à 0,0959. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 peut être de 0,08, 0,09, 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, 0,21, 0,22, 0,23, 0,24, 0,25, 0,26, 0,27, 0,28, 0,29, 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39, 0,4, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD, à la montée, à l’approche et au ralenti Un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD est défini comme : (13) Où et sont tels que définis ci-dessus. est défini ailleurs ici c.-à-d., est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant 124 en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données (par ex., pendant une phase de fonctionnement de PMD). Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD représente le débit de carburant dans un fonctionnement de PMD mis à l’échelle par le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système respectif. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 2. Plus spécifiquement, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 1,5. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 1. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 1,29, plus préférablement inférieur à 1,19, et encore plus préférablement inférieur à 1,08. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 1,28, plus préférablement inférieur à 1,17, et encore plus préférablement inférieur à 1,07. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,834, plus préférablement inférieur ou égal à 0,764, et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,695. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,823, plus préférablement inférieur ou égal à 0,755 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,686. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut en complément être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,384, de préférence supérieur ou égal à 0,432, et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,481. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,453, de préférence supérieur ou égal à 0,509 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,566. Dans certains exemples, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de 0,384 à 0,834, de préférence dans la plage de 0,432 à 0,764, et de préférence en outre dans la plage de 0,481 à 0,695. Dans un exemple, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de 0,384 à 0,823, de préférence dans la plage de 0,432 à 0,755 et de préférence en outre dans la plage de 0,481 à 0,686. Dans un exemple, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de 0,453 à 0,834, de préférence dans la plage de 0,509 à 0,764 et de préférence en outre dans la plage de 0,566 à 0,695. Dans certains exemples, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,38, 0,384, 0,4, 0,42, 0,44, 0,46, 0,48, 0,5, 0,52, 0,54, 0,56, 0,58, 0,6, 0,62, 0,64, 0,66, 0,68, 0,7, 0,72, 0,74, 0,76, 0,78, 0,8, 0,82, 0,83, 0,834, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,45 et 0,65 ou 0,45 et 0,6. peut être tel que défini n’importe où ici. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, peut être dans la plage de 0,595 à 1,29 kg/s, de préférence dans la plage de 0,670 à 1,19 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,744 à 1,08 kg/s. Dans d’autres exemples, peut être dans la plage de 0,595 à 1,28 kg/s, de préférence dans la plage de 0,670 à 1,17 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,744 à 1,07 kg/s. Dans encore d’autres exemples, peut être dans la plage de 0,701 à 1,29 kg/s, de préférence dans la plage de 0,788 à 1,19 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,876 à 1,08 kg/s. Alternativement, peut être dans la plage de 0,551 à 0,850 kg/s. peut être dans la plage de 0,551 à 0,750 kg/s. Un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée est défini comme : (14) Où et sont tels que définis ci-dessus. est défini ailleurs ici c.-à-d. est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant 124 en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à 85 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données (e.g., pendant une phase de fonctionnement de montée). Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée représente le débit de carburant dans un fonctionnement de montée mis à l’échelle par le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système respectif. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 2. Plus spécifiquement, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être supérieur à 1,5. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être inférieur à 1. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 1,05, plus préférablement inférieur à 0,96, et encore plus préférablement inférieur à 0,873. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,498, plus préférablement inférieur ou égal à 0,456, et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,415. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,496, plus préférablement inférieur ou égal à 0,455 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,413. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents dans lesquels uniquement une limite supérieure du débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée est définie, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,234, de préférence supérieur ou égal à 0,263, et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,292. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,274, de préférence supérieur ou égal à 0,308 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,342. Dans certains exemples, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de 0,234 à 0,498, de préférence dans la plage de 0,263 à 0,456, et de préférence en outre dans la plage de 0,292 à 0,415. Dans certains exemples, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de 0,234 à 0,496, de préférence dans la plage de 0,263 à 0,455 et de préférence en outre dans la plage de 0,292 à 0,413. Dans certains exemples, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de 0,274 à 0,498, de préférence dans la plage de 0,308 à 0,456 et de préférence en outre dans la plage de 0,342 à 0,415. Dans certains exemples, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions nvPM de montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,23, 0,234, 0,24, 0,26, 0,28, 0,3, 0,32, 0,34, 0,36, 0,38, 0,4, 0,42, 0,44, 0,46, 0,48, 0,498, 0,5 ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Alternativement, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,275 et 0,475 ou 0,3 et 0,4. Le du moteur à turbine à gaz 10 peut être tel que défini n’importe où ici. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, peut être dans la plage de 0,492 à 1,05 kg/s, de préférence dans la plage de 0,554 à 0,960 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,616 à 0,873 kg/s. Dans certains exemples, peut être dans la plage de 0,492 à 1,05 kg/s, de préférence dans la plage de 0,554 à 0,957 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,616 à 0,870 kg/s. Dans certains exemples, peut être dans la plage de 0,577 à 1,05 kg/s, de préférence dans la plage de 0,649 à 0,960 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,721 à 0,873 kg/s. Alternativement, peut être dans la plage de 0,461 à 0,650 kg/s. peut être dans la plage de 0,461 à 0,600 kg/s. Un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche est défini comme : (15) Où et sont tels que définis ci-dessus. est défini ailleurs ici c.-à-d. est le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant 124 en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à 30 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données (e.g., pendant une phase de fonctionnement d’approche). Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche représente le débit de carburant dans un fonctionnement d’approche mis à l’échelle par le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système respectif. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 1. Plus spécifiquement, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être supérieur à 0,4. Dans certains exemples, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 0,343, plus préférablement inférieur à 0,314, et encore plus préférablement inférieur à 0,286. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 0,341, plus préférablement inférieur à 0,313, et encore plus préférablement inférieur à 0,284. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,0526, plus préférablement inférieur ou égal à 0,0482, et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,0439. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,0524, plus préférablement inférieur ou égal à 0,048 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,0437. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut en complément être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,0269, de préférence supérieur ou égal à 0,0302 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,0336. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,0301, de préférence supérieur ou égal à 0,0339 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,0376. Dans certains exemples, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de 0,0269 à 0,0526, de préférence dans la plage de 0,0302 à 0,0482, et de préférence en outre dans la plage de 0,0336 à 0,0439. Dans certains exemples, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de 0,0269 à 0,0524, de préférence dans la plage de 0,0302 à 0,0480 et de préférence en outre dans la plage de 0,0336 à 0,0437. Dans certains exemples, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de 0,0301 à 0,0526, de préférence dans la plage de 0,0339 à 0,0482 et de préférence en outre dans la plage de 0,0376 à 0,0439. Dans certains exemples, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,026, 0,0269, 0,028, 0,03, 0,032, 0,034, 0,036, 0,038, 0,04, 0,042, 0,044, 0,046, 0,048, 0,05, 0,052, 0,0526, 0,053 ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Alternativement, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,02 et 0,1 ou 0,05 et 0,075. Le du moteur à turbine à gaz 10 peut être tel que défini n’importe où ici. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, peut être dans la plage de 0,175 à 0,343 kg/s, de préférence dans la plage de 0,197 à 0,314 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,219 à 0,286 kg/s. Dans certains exemples, peut être dans la plage de 0,175 à 0,341 kg/s, de préférence dans la plage de 0,197 à 0,313 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,219 à 0,284 kg/s. Dans certains exemples, peut être dans la plage de 0,196 à 0,343 kg/s, de préférence dans la plage de 0,220 à 0,314 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,245 à 0,286 kg/s. peut être dans la plage de 0,166 à 0,300 kg/s. peut être dans la plage de 0,166 à 0,250 kg/s. Un débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti est défini comme : (16) Où et sont tels que définis ci-dessus. est défini comme le débit massique de carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant 124 en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à 7 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données (e.g., pendant une phase de fonctionnement au ralenti). Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti représente le débit de carburant dans un fonctionnement de ralenti mis à l’échelle par le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système respectif. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 1. Plus spécifiquement, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être supérieur à 0,2. Dans certains exemples, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 0,118, plus préférablement inférieur à 0,108, et encore plus préférablement inférieur à 0,0981. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 0,117, plus préférablement inférieur à 0,107, et encore plus préférablement inférieur à 0,097. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,0113, plus préférablement inférieur ou égal à 0,0104 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,0094. Le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,0112, plus préférablement inférieur ou égal à 0,0103 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,00929. Dans l’un quelconque des exemples du paragraphe précédent, dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut en complément être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,00666, de préférence supérieur ou égal à 0,00749 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,00833. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,00682, de préférence supérieur ou égal à 0,00767 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,00853. Dans certains exemples, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de 0,00666 à 0,0113, de préférence dans la plage de 0,00749 à 0,0104 et de préférence en outre dans la plage de 0,00833 à 0,00940. Dans certains exemples, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de 0,00682 à 0,0112, de préférence dans la plage de 0,00767 à 0,0103 et de préférence en outre dans la plage de 0,00853 à 0,00929. Dans certains exemples, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,0065, 0,00666, 0,007, 0,0075, 0,008, 0,0085, 0,009, 0,0095, 0,01, 0,0113, 0,015, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Alternativement, le débit de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,01 et 0,03 ou 0,015 et 0,025. Le du moteur à turbine à gaz 10 peut être tel que défini n’importe où ici. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, peut être dans la plage de 0,0695 à 0,118 kg/s, de préférence dans la plage de 0,0782 à 0,108 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,0869 à 0,0981 kg/s. Dans certains exemples, peut être dans la plage de 0,0712 à 0,117 kg/s, de préférence dans la plage de 0,0801 à 0,107 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,0890 à 0,0970 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0850 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0750 kg/s. Rapports d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie , en croisière appauvrie /PMD, au ralenti/en croisière appauvrie , en croisière riche, en croisière riche/PMD et au ralenti/en croisière riche Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie est défini comme : (17) Où EI croisière ( appauvrie ) ,SAF est défini comme : (18) et EI croisière ( appauvrie ) ,FF est défini comme : (19) EI croisière ( appauvrie ) ,SAF et EI croisière ( appauvrie ) ,FF représentent l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne dans une phase de fonctionnement de croisière appauvrie et marche avec un carburant comprenant un SAF et un carburant hydrocarboné à base fossile respectivement. Croisière appauvrie peut être, par exemple, lorsque la turbine à gaz 10 fonctionne dans le mode de fonctionnement pilote plus principal décrit ci-dessus. EI croisière ( appauvrie ) ,SAF est déterminé en trouvant la moyenne des indices d’émissions de nvPM corrigés en fonction des pertes dans le système lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à l’aide d’un carburant comprenant un SAF dans une phase de fonctionnement de décollage maximal (c’est-à-dire à 100 % de la poussée disponible) et lorsqu’il fonctionne à l’aide d’un carburant comprenant un SAF dans une phase de fonctionnement de montée (c’est-à-dire à 85 % de la poussée disponible). Dans les équations (18) et (19) ci-dessus, , , et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie représente un rapport de l’indice d’émissions corrigé en fonction des pertes dans le système en croisière riche lors de l’utilisation d’un carburant comprenant un SAF à l’indice d’émissions corrigé en fonction des pertes dans le système en croisière appauvrie lors de l’utilisation d’un carburant hydrocarboné à base fossile. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Plus spécifiquement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,9 et de préférence inférieur ou égal à 0,8. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,732, de préférence inférieur ou égal à 0,671 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,61. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,708, de préférence inférieur ou égal à 0,649 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,59. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou dans l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être dans une plage comprise entre 0,65 et 0,85 ou 0,7 et 0,75. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,455, de préférence supérieur ou égal à 0,512 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,569. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,461, de préférence supérieur ou égal à 0,519 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,577. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,455 à 0,732, de préférence dans la plage de 0,512 à 0,671 et de préférence en outre dans la plage de 0,569 à 0,610. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,455 à 0,708, de préférence dans la plage de 0,512 à 0,649 et de préférence en outre dans la plage de 0,569 à 0,590. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,461 à 0,732, de préférence dans la plage de 0,519 à 0,671 et de préférence en outre dans la plage de 0,577 à 0,610. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être de 0,45, 0,455, 0,46, 0,47, 0,48, 0,48, 0,49, 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, 0,61, 0,62, 0,63, 0,64, 0,65, 0,66, 0,67, 0,68, 0,69, 0,7, 0,71, 0,72, 0,73, 0,732, 0,74, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD est défini comme : (20) où et sont tels que définis plus haut dans cette section, et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD représente un rapport entre le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant comprenant un SAF en croisière appauvrie divisé par celui à la PMD et le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant à base fossile en croisière appauvrie divisé par celui à la PMD. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Plus spécifiquement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,98 et de préférence inférieur ou égal à 0,96. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz 10 est inférieur ou égal à 0,95, de préférence inférieur ou égal à 0,944. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,95, de préférence inférieur ou égal à 0,914. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,96 et de préférence inférieur ou égal à 0,95 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,944. Plus généralement, dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie-PMD peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents, dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,704, de préférence supérieur ou égal à 0,792 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,88. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,714, de préférence supérieur ou égal à 0,804 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,893. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,704 à 0,960, de préférence dans la plage de 0,792 à 0,950 et de préférence en outre dans la plage de 0,880 à 0,944. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,704 à 0,960, de préférence dans la plage de 0,792 à 0,950 et de préférence en outre dans la plage de 0,880 à 0,914. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,714 à 0,960, de préférence dans la plage de 0,804 à 0,950 et de préférence en outre dans la plage de 0,893 à 0,944. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être 0,7, 0,704, 0,725, 0,75, 0,775, 0,8, 0,825, 0,85, 0,875, 0,9, 0,925, 0,95, 0,96, ou au sein d’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD peut être dans une plage comprise entre 0,91 et 0,99 ou 0,93 et 0,97. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie est défini comme : (21) où et sont tels que définis plus haut dans cette section, et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie représente un rapport entre le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant comprenant un SAF au ralenti divisé par celui en croisière appauvrie et le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant à base fossile au ralenti divisé par celui en croisière appauvrie. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Plus spécifiquement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,8, de préférence inférieur ou égal à 0,6, encore de préférence inférieur ou égal à 0,4, et encore de préférence en outre inférieur ou égal à 0,3. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,203, de préférence inférieur ou égal à 0,186 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,169. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,2, de préférence inférieur ou égal à 0,183 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,167. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être dans une plage comprise entre 0,3 et 0,4 ou 0,3 et 0,35. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes ci-dessus, dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,129, de préférence supérieur ou égal à 0,146 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,162. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,125, de préférence supérieur ou égal à 0,141 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,157. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,125 à 0,203, de préférence dans la plage de 0,141 à 0,186 et de préférence en outre dans la plage de 0,157 à 0,169. Dans certains exemples, le rapport de l’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être dans la plage de 0,129 à 0,203, de préférence dans la plage de 0,146 à 0,186 et de préférence en outre dans la plage de 0,162 à 0,169. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,125 à 0,200, de préférence dans la plage de 0,141 à 0,183 et de préférence en outre dans la plage de 0,157 à 0,167. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions nvPM au ralenti/en croisière appauvrie peut être 0,125, 0,13, 0,135, 0,14, 0,145, 0,15, 0,155, 0,16, 0,165, 0,17, 0,175, 0,18, 0,185, 0,19, 0,195, 0,2, 0,203 ou au sein d’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche est défini comme : (22) Où EI croisière (riche) ,SAF est défini comme : (23) et EI croisière (riche) ,FF est défini comme : (24) EI croisière (riche) ,SAF et EI croisière (riche) ,FF représentent l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne dans une phase de fonctionnement de croisière riche et marche avec un carburant comprenant un SAF et un carburant hydrocarboné à base fossile respectivement. Croisière riche peut être, par exemple, lorsque la turbine à gaz 10 fonctionne dans le mode de fonctionnement pilote uniquement décrit ci-dessus. EI croisière (riche) ,SAF est déterminé en trouvant la moyenne des indices d’émissions de nvPM corrigés en fonction des pertes dans le système lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à l’aide d’un carburant comprenant un SAF dans une phase de fonctionnement de montée (c’est-à-dire à 85 % de la poussée disponible) et lorsqu’il fonctionne à l’aide d’un carburant comprenant un SAF dans une phase de fonctionnement d’approche (c’est-à-dire à 30 % de la poussée disponible). Dans les équations (24) et (25) ci-dessus, , , et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche représente un rapport entre l’indice d’émissions corrigé en fonction des pertes dans le système en croisière riche lors de l’utilisation d’un carburant comprenant un SAF et l’indice d’émissions corrigé en fonction des pertes dans le système en croisière riche lors de l’utilisation d’un carburant hydrocarboné à base fossile. En complément ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Plus spécifiquement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,8, de préférence inférieur ou égal à 0,6, et encore de préférence inférieur ou égal à 0,4. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,303, de préférence inférieur ou égal à 0,278 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,252. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,186, de préférence inférieur ou égal à 0,17 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,155. Plus généralement, dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être dans une plage comprise entre 0,45 et 0,7 ou 0,5 et 0,65. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents, dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,123, de préférence supérieur ou égal à 0,138 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,154. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,162, de préférence supérieur ou égal à 0,182 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,203. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,123 à 0,303, de préférence dans la plage de 0,138 à 0,278 et de préférence en outre dans la plage de 0,154 à 0,252. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,162 à 0,303, de préférence dans la plage de 0,182 à 0,278 et de préférence en outre dans la plage de 0,203 à 0,252. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,123 à 0,186, de préférence dans la plage de 0,138 à 0,170 et de préférence en outre dans la plage de 0,154 à 0,155. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être de 0,12, 0,123, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, 0,21, 0,22, 0,23, 0,24, 0,25, 0,26, 0,27, 0,28, 0,29, 0,3, 0,303, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD est défini comme : (25) où et sont tels que définis plus haut dans cette section, et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant comprenant un SAF en croisière riche divisé par celui à la PMD et l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant à base fossile en croisière riche divisé par celui à la PMD. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche-PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Plus spécifiquement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,8, de préférence inférieur ou égal à 0,6 et encore de préférence inférieur ou égal à 0,5. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,469, de préférence inférieur ou égal à 0,43 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,391. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,287, de préférence inférieur ou égal à 0,264 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,24. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être dans une plage comprise entre 0,65 et 0,9 ou 0,7 et 0,85 ou 0,75 et 0,8. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD peut être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,191, de préférence supérieur ou égal à 0,214 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,238. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,251, de préférence supérieur ou égal à 0,283 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,314. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,191 à 0,469, de préférence dans la plage de 0,214 à 0,430 et de préférence en outre dans la plage de 0,238 à 0,391. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,251 à 0,469, de préférence dans la plage de 0,283 à 0,430 et de préférence en outre dans la plage de 0,314 à 0,391. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,191 à 0,287, de préférence dans la plage de 0,214 à 0,264 et de préférence en outre dans la plage de 0,238 à 0,240. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être de 0,19, 0,191, 0,2, 0,21, 0,22, 0,23, 0,24, 0,25, 0,26, 0,27, 0,28, 0,29, 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39, 0,4, 0,41, 0,42, 0,43, 0,44, 0,45, 0,46, 0,469, 0,47, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche est défini comme : (26) où et sont tels que définis plus haut dans cette section, et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant comprenant un SAF au ralenti divisé par celui en croisière riche et l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant à base fossile au ralenti divisé par celui en croisière riche. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Plus spécifiquement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,9 et de préférence inférieur ou égal à 0,8. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,746, de préférence inférieur ou égal à 0,683 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,621. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,566, de préférence inférieur ou égal à 0,519 et de préférence en outre inférieur ou égal à 0,472. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche peut être dans une plage comprise entre 0,3 et 0,5, ou 0,35 et 0,45. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,304, de préférence supérieur ou égal à 0,342 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,38. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,496, de préférence supérieur ou égal à 0,558 et de préférence en outre supérieur ou égal à 0,62. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,304 à 0,746, de préférence dans la plage de 0,342 à 0,683 et de préférence en outre dans la plage de 0,380 à 0,621. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,304 à 0,566, de préférence dans la plage de 0,342 à 0,519 et de préférence en outre dans la plage de 0,380 à 0,472. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,496 à 0,746, de préférence dans la plage de 0,558 à 0,683 et de préférence en outre dans la plage de 0,620 à 0,621. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être 0,3, 0,304, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39, 0,4, 0,41, 0,42, 0,43, 0,44, 0,45, 0,46, 0,47, 0,48, 0,49, 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, 0,61, 0,62, 0,63, 0,64, 0,65, 0,66, 0,67, 0,68, 0,69, 0,7, 0,71, 0,72, 0,73, 0,74, 0,746, 0,75, ou au sein d’une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Indices d’émissions Dans l’un quelconque des exemples définis ou revendiqués n’importe où ici, l’un quelconque ou plusieurs des indices d’émissions corrigés en fonction des pertes dans le système du moteur à turbine à gaz 10 peuvent être comme suit : EI maxTO peut être dans la plage de 0,00893 à 4,72 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0100 à 4,33 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0111 à 3,94 mg/kg. EI maxTO peut être dans la plage de 0,767 à 4,72 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,863 à 4,33 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,959 à 3,94 mg/kg. EI maxTO peut être dans la plage de 0,00893 à 0,0809 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0100 à 0,0741 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0111 à 0,0674 mg/kg. EI maxTO,SAF peut être dans la plage de 0,00893 à 3,05 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0100 à 2,80 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0111 à 2,54 mg/kg. EI maxTO,SAF peut être dans la plage de 0,767 à 3,05 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,863 à 2,80 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,959 à 2,54 mg/kg. EI maxTO,SAF peut être dans la plage de 0,00893 à 0,0523 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0100 à 0,0479 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0111 à 0,0436 mg/kg. EI maxTO,SAF peut être dans la plage de 0,00893 à 4,71 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0100 à 4,32 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0111 à 3,93 mg/kg. EI maxTO,SAF peut être dans la plage de 0,767 à 4,71 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,863 à 4,32 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,959 à 3,93 mg/kg. EI maxTO,SAF peut être dans la plage de 0,00893 à 0,0808 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0100 à 0,0740 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0111 à 0,0673 mg/kg. EI maxTO,FF peut être dans la plage de 0,0138 à 4,72 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0155 à 4,33 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0172 à 3,94 mg/kg. EI maxTO,FF peut être dans la plage de 1,18 à 4,72 mg/kg et de préférence dans la plage de 1,33 à 4,33 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 1,48 à 3,94 mg/kg. EI maxTO,FF peut être dans la plage de 0,0138 à 0,0809 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0155 à 0,0741 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0172 à 0,0674 mg/kg. EI montée peut être dans la plage de 0,00438 à 2,30 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,00493 à 2,11 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,00548 à 1,92 mg/kg. EI montée peut être dans la plage de 0,460 à 2,30 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,517 à 2,11 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,575 à 1,92 mg/kg. EI montée peut être dans la plage de 0,00438 à 0,0221 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,00493 à 0,0202 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,00548 à 0,0184 mg/kg. EI montée ,SAF peut être dans la plage de 0,00438 à 1,09 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,00493 à 0,999 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,00548 à 0,909 mg/kg. EI montée ,SAF peut être dans la plage de 0,460 à 1,09 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,517 à 0,999 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,575 à 0,909 mg/kg. EI montée ,SAF peut être dans la plage de 0,00438 à 0,0105 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,00493 à 0,00959 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,00548 à 0,00872 mg/kg. EI montée ,SAF peut être dans la plage de 0,00438 à 2,29 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,00493 à 2,10 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,00548 à 1,91 mg/kg. EI montée ,SAF peut être dans la plage de 0,460 à 2,29 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,517 à 2,10 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,575 à 1,91 mg/kg. EI montée ,SAF peut être dans la plage de 0,00438 à 0,0220 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,00493 à 0,0201 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,00548 à 0,0183 mg/kg. EI montée ,FF peut être dans la plage de 0,00923 à 2,30 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0103 à 2,11 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0115 à 1,92 mg/kg. EI montée ,FF peut être dans la plage de 0,969 à 2,30 mg/kg et de préférence dans la plage de 1,09 à 2,11 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 1,21 à 1,92 mg/kg. EI montée ,FF peut être dans la plage de 0,00923 à 0,0221 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0103 à 0,0202 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0115 à 0,0184 mg/kg. EI approche peut être dans la plage de 0,337 à 12,6 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,379 à 11,6 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,421 à 10,5 mg/kg. EI approche peut être dans la plage de 0,571 à 9,89 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,643 à 9,07 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,714 à 8,25 mg/kg. EI approche ,SAF peut être dans la plage de 0,337 à 1,94 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,379 à 1,78 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,421 à 1,62 mg/kg. EI approche ,SAF peut être dans la plage de 0,571 à 1,52 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,643 à 1,40 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,714 à 1,27 mg/kg. EI approche ,SAF peut être dans la plage de 0,337 à 12,5 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,379 à 11,5 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,421 à 10,4 mg/kg. EI approche ,SAF peut être dans la plage de 0,571 à 9,88 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,643 à 9,06 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,714 à 8,24 mg/kg. EI approche ,FF peut être dans la plage de 2,19 à 12,6 mg/kg et de préférence dans la plage de 2,47 à 11,6 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 2,74 à 10,5 mg/kg. EI approche ,FF peut être dans la plage de 3,72 à 9,89 mg/kg et de préférence dans la plage de 4,18 à 9,07 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 4,65 à 8,25 mg/kg. EI ralenti peut être dans la plage de 0,0525 à 1,55 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0591 à 1,43 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0657 à 1,30 mg/kg. EI ralenti peut être dans la plage de 0,0858 à 1,55 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0966 à 1,43 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,107 à 1,30 mg/kg. EI ralenti peut être dans la plage de 0,0525 à 1,01 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0591 à 0,925 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0657 à 0,841 mg/kg. EI ralenti ,SAF peut être dans la plage de 0,0525 à 0,149 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0591 à 0,137 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0657 à 0,124 mg/kg. EI ralenti ,SAF peut être dans la plage de 0,0858 à 0,149 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0966 à 0,137 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,107 à 0,124 mg/kg. EI ralenti ,SAF peut être dans la plage de 0,0525 à 0,0967 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0591 à 0,0886 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0657 à 0,0806 mg/kg. EI ralenti ,SAF peut être dans la plage de 0,0525 à 1,54 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0591 à 1,42 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0657 à 1,29 mg/kg. EI ralenti ,SAF peut être dans la plage de 0,0858 à 1,54 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0966 à 1,42 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,107 à 1,29 mg/kg. EI ralenti ,SAF peut être dans la plage de 0,0525 à 1,00 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0591 à 0,924 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0657 à 0,840 mg/kg. EI ralenti ,FF peut être dans la plage de 0,548 à 1,55 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,617 à 1,43 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,686 à 1,30 mg/kg. EI ralenti ,FF peut être dans la plage de 0,896 à 1,55 mg/kg et de préférence dans la plage de 1,00 à 1,43 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 1,12 à 1,30 mg/kg. EI ralenti ,FF peut être dans la plage de 0,548 à 1,01 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,617 à 0,925 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,686 à 0,841 mg/kg. Procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz La FIG. 9 illustre un procédé 1000 de fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 de l’un quelconque exemple ou aspect défini ou revendiqué ici. Le procédé comprend la fourniture 1002 de carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant 124. Conclusion Tout ce qui est décrit dans cette section peut s’appliquer à l’un quelconque aspect ou exemple décrit ou revendiqué n’importe où ici. Pour l’un quelconque exemple de moteur à turbine à gaz défini ici, le rapport défini dans l’une quelconque ou plusieurs des expressions 1 à 26 peut être tel que défini ou revendiqué n’importe où ici. En d’autres termes, le moteur à turbine à gaz 10 peut être conçu de telle sorte qu’un ou plusieurs des rapports définis ici sont au sein des plages définies ici. L’une quelconque référence à un rapport (ou autre paramètre) « du moteur à turbine à gaz » étant au sein d’une plage spécifique doit être comprise comme signifiant que la turbine à gaz est « conçue de telle sorte que » ou « conçue de telle sorte que, en cours d’utilisation » le rapport ou paramètre respectif est au sein de la plage. En d’autres termes, une référence à un rapport ou paramètre « du moteur à turbine à gaz » étant au sein d’une plage spécifiée doit être comprise comme signifiant que le moteur à turbine à gaz est agencé de telle sorte que le paramètre ou rapport respectif est au sein de cette plage lorsque le moteur à turbine à gaz est utilisé. L’un quelconque des paramètres définis ici peut être déterminé dans des conditions de fonctionnement données et appropriées. Par exemple, les conditions de fonctionnement données dans lesquelles les indices d’émissions définis ici sont déterminés peuvent être celles de l’ISA au niveau de la mer sauf que l’humidité absolue de référence doit être de 0,00634 kg d’eau/kg d’air sec. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent être statiques au niveau de la mer. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent comporter l’absence de soutirage client et/ou l’absence de tirage de puissance. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent être des conditions de jour. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent être à environ 60 % d’humidité relative. Les mêmes conditions de fonctionnement données peuvent être utilisées pour évaluer l’un quelconque autre paramètre défini ici, tel que le BPR. Les indices d’émissions peuvent toutefois être évalués dans d’autres conditions de fonctionnement. Par exemple, d’autres conditions de fonctionnement peuvent être utilisées à condition que les mêmes conditions de fonctionnement soient utilisées pour tous les paramètres au sein d’un rapport respectif. Les indices d’émissions corrigés en fonction des pertes dans le système définis ici peuvent être déterminés à l’aide de l’un quelconque procédé qui sera connu de l’homme du métier. Par exemple, la procédure de calcul des indices d’émissions corrigés en fonction des pertes dans le système définis ici peut comprendre le traçage de courbes de l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système et de l’indice d’émissions de NOx par rapport à la T3. La T3 connue aux 4 points de référence LTO (7 % de la poussée, 100 % de la poussée, 85 % de la poussée et 30 % de la poussée) est ensuite utilisée pour trouver l’indice d’émissions corrigé en fonction des pertes dans le système respectif. T3 est définie à l’aide de la numérotation de station indiquée dans la norme SAE AS755, c’est-à-dire T3 = température totale de sortie du compresseur haute pression. L’une quelconque référence ici à un fonctionnement à 7 % de la poussée peut plus généralement être considérée comme un fonctionnement au ralenti. L’une quelconque référence ici à un fonctionnement à 100 % de la poussée peut plus généralement être considérée comme un fonctionnement au décollage maximal. L’une quelconque référence ici à un fonctionnement à 85 % de la poussée peut plus généralement être considérée comme un fonctionnement dans une phase de fonctionnement de montée. L’une quelconque référence ici à un fonctionnement à 30 % de la poussée peut plus généralement être considérée comme un fonctionnement dans une phase de fonctionnement d’approche. Ces phases de fonctionnement peuvent être telles que définies ailleurs ici. L’une quelconque référence à un pourcentage de la poussée disponible donné ici doit être pris comme signifiant à « approximativement » ou à « environ » de la poussée spécifiée. Par exemple, « 7 % de la poussée disponible » utilisé n’importe où ici signifie « environ 7 % de la poussée disponible ». De même, « 100 % de la poussée disponible » utilisé n’importe où ici signifie « environ 100 % de la poussée disponible ». « 85 % de la poussée disponible » utilisé n’importe où ici signifie « environ 85 % de la poussée disponible ». « 30 % de la poussée disponible » utilisé n’importe où ici signifie « environ 30 % de la poussée disponible ». « Environ » utilisé pour spécifier une poussée de « XX » peut signifier XX ± 15 %, XX ± 10 %, XX ± 5 %, ou XX ± 2 %. Par exemple, « environ 7 % de la poussée disponible » peut signifier « 2 % à 12 % de la poussée disponible » ou « 5 % à 9 % de la poussée disponible ». Par exemple, « environ 100 % de la poussée disponible » peut signifier « 90 % à 100 % de la poussée disponible » ou « 95 % à 100 % de la poussée disponible » ou « 98 % à 100 % de la poussée disponible ». Par exemple, « environ 30 % de la poussée disponible » peut signifier « 20 % à 40 % de la poussée disponible » ou « 25 % à 35 % de la poussée disponible » ou « 28 % à 32 % de la poussée disponible ». Par exemple, « environ 85 % de la poussée disponible » peut signifier « 70 % à 100 % de la poussée disponible » ou « 75 % à 95 % de la poussée disponible » ou « 80 % à 90 % de la poussée disponible » ou « 83 % à 87 % de la poussée disponible ». L’une quelconque des plages définies ici doit être comprise comme une plage inclusive c’est-à-dire que la plage A et B ou la plage A à B doit comporter les limites supérieure et inférieure A et B. Lorsqu’un rapport est donné comme un nombre unique, par exemple « 0,5 », il s’agit du rapport entre ce nombre unique et 1, c’est-à-dire que « 0,5 » doit être lu comme « 0,5:1 ». Lorsqu’un nombre est cité avec un chiffre significatif, par exemple « 0,5 », il peut s’agir du même nombre lorsqu’il est cité avec deux chiffres significatifs où le deuxième chiffre significatif est « 0 », par exemple « 0,50 », ou lorsqu’il est cité avec trois chiffres significatifs où le troisième chiffre significatif est « 0 », par exemple « 0,500 ». Lorsqu’un nombre est cité avec deux chiffres significatifs, par exemple « 0,50 », il peut s’agir du même nombre lorsqu’il est cité avec trois chiffres significatifs où le troisième chiffre significatif est « 0 », par exemple « 0,500 ». Lorsqu’un nombre est cité avec trois chiffres significatifs, par exemple « 0,500 », il peut s’agir du même nombre lorsqu’il est cité avec deux chiffres significatifs, par exemple « 0,50 », ou un chiffre significatif, par exemple « 0,5 ». Lorsqu’un nombre est cité avec deux chiffres significatifs, par exemple « 0,50 », il peut s’agir du même nombre lorsqu’il est cité avec un chiffre significatif, par exemple « 0,5 ». Avantageusement, des nvPM réduites dans l’échappement d’un moteur à turbine à gaz contribuent à une réduction des émissions indésirables du moteur. Par exemple, selon les conditions de fonctionnement, la réduction des nvPM de cette manière peut conduire à un degré réduit de dépôts de suie au sein du moteur, au sein et/ou en aval du dispositif combustor, et/ou une amélioration de la qualité de l’air local. En outre, à certains stades du vol d’un aéronef (où l’on s’attend à ce que des traînées de condensation se forment), des nvPM réduites dans l’échappement peuvent conduire à une force de traînée de condensation réduite et/ou à ce qu’il faille du temps pour qu’une traînée de condensation se disperse. En outre encore, il a été reconnu que certaines parties du cycle de vol lors desquelles les nvPM sont réduites (ou les plus réduites) peuvent être ciblées afin d’obtenir un résultat souhaité, par exemple en termes d’impact environnemental. Strictement à titre d’exemple, des nvPM plus faibles dans des conditions de croisière peuvent particulièrement réduire l’impact du forçage radiatif des traînées de condensation. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, des nvPM plus faibles dans des conditions de ralenti peuvent particulièrement améliorer la qualité de l’air local au sol dans la région où le moteur fonctionne. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, des nvPM plus faibles dans des conditions de PMD peuvent particulièrement réduire le taux maximal de production de nvPM pendant le cycle de vol et/ou améliorer la qualité de l’air au sol et/ou dans la région où le moteur fonctionne. Ces considérations peuvent s’appliquer à tous les aspects de la divulgation. Il a été déterminé qu’un nombre de paramètres apparentés au fonctionnement de moteur à turbine à gaz ont une influence sur, ou sont un facteur important dans, la configuration et l’agencement du dispositif combustor du moteur lorsque certains types de carburant, tels qu’un carburant aviation durable, sont consommés. En conséquence, l’un quelconque ou plusieurs paramètres des aspects divulgués ou décrits ci-dessus peuvent être avantageusement pris en compte lors de la détermination, par exemple, de réglages de fonctionnement, de l’agencement de dispositif combustor et/ou de la configuration de dispositif combustor, pour influencer et/ou optimiser la façon dont le carburant doit être distribué, enflammé, et/ou consommé au sein du moteur à turbine à gaz. Ces considérations peuvent s’appliquer à tous les aspects de la divulgation. Il sera entendu que l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans s’écarter des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuelle, toute caractéristique peut être employée séparément ou en combinaison avec d’autres caractéristiques et la description s’étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d’une ou de plusieurs caractéristiques décrites ici. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef, comprenant : un dispositif combustor (16), comprenant une chambre de combustion (120) et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion (120), dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un premier sous-ensemble (124A) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) et un second sous-ensemble (124B) de tuyères de pulvérisation de carburant (124), dans lequel le dispositif combustor (16) peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble (124A) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble (124B) de tuyères de pulvérisation de carburant (124), dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124A) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie est défini comme : [Math. 160] où : EI croisière (appauvrie),SAF est défini comme : [Math. 161] EI croisière (appauvrie),FF est défini comme : [Math. 162] EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz (10) est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz (10) est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie est inférieur ou égal à 0,9 et de préférence inférieur ou égal à 0,8. Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD est défini comme : [Math. 163] où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz (10) est inférieur à 1. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 3, dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD peut être inférieur ou égal à 0,8 et de préférence inférieur ou égal à 0,6, plus préférablement inférieur ou égal à 0,4 et encore plus préférablement inférieur ou égal à 0,2. Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD est défini comme : [Math. 164] où : EI croisière (appauvrie),SAF est défini comme : [Math. 165] EI croisière (appauvrie),FF est défini comme : [Math. 166] EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz (10) est inférieur à 1. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 5, dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD est inférieur ou égal à 0,98, et de préférence inférieur ou égal à 0,96. Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie est défini comme : [Math. 167] où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI croisière (appauvrie),SAF est défini comme : [Math. 168] EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière (appauvrie),FF est défini comme : [Math. 169] EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz (10) est inférieur à 1. Monteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 7, dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie est inférieur ou égal à 0,8, de préférence inférieur ou égal à 0,6, plus préférablement inférieur ou égal à 0,4, et encore plus préférablement inférieur ou égal à 0,3. Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche est défini comme : [Math. 170] où : EI croisière (riche),SAF est défini comme : [Math. 171] EI croisière (riche),FF est défini comme : [Math. 172] EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz (10) est inférieur à 1. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 9, dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche est inférieur ou égal à 0,8, de préférence inférieur ou égal à 0,6 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,4. Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD est défini comme : [Math. 173] où : EI croisière (riche),SAF est défini comme : [Math. 174] et EI croisière (riche),FF est défini comme : [Math. 175] et où : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz (10) est inférieur à 1. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 11, dans lequel le second rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD est inférieur ou égal à 0,8, de préférence inférieur ou égal à 0,6 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,5. Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche est défini comme : [Math. 176] où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière (riche),SAF est défini comme : [Math. 177] EI croisière (riche),FF est défini comme : [Math. 178] EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz (10) est inférieur à 1. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 13, dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche est inférieur ou égal à 0,9 et de préférence inférieur ou égal à 0,8. Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124A) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:3 à 1:4, ou de préférence dans la plage de 1:3,5 à 1:4. Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le dispositif combustor (16) comprend un ou plusieurs allumeurs (126). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 16, dans lequel chacun parmi le premier sous-ensemble (124A) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est situé plus près d’un ou plusieurs allumeurs respectifs parmi les allumeurs (126) que le second sous-ensemble (124B), et/ou dans lequel un ou plusieurs des allumeurs (126) sont agencés diamétralement opposés à un ou plusieurs autres allumeurs parmi les allumeurs (126). Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un %SAF dans la plage de 50 % à 100 %, de préférence dans la plage de 70 % à 100 %, et plus préférablement dans la plage de 90 % à 100 %. Procédé (1000) de fonctionnement du moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque revendication précédente, le procédé comprenant la fourniture (1002) de carburant comprenant un carburant d’aviation durable à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124). Procédé (1000) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz (10), le moteur à turbine à gaz (10) comprenant : un dispositif combustor (16), comprenant une chambre de combustion (120) et une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion (120), dans lequel la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un premier sous-ensemble (124A) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) et un second sous-ensemble (124B) de tuyères de pulvérisation de carburant (124), dans lequel le dispositif combustor (16) peut fonctionner dans une condition dans laquelle chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble (124A) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est alimentée avec du carburant à un taux de débit de carburant supérieur à chacune des tuyères de pulvérisation de carburant du second sous-ensemble (124B) de tuyères de pulvérisation de carburant (124), dans lequel un rapport du nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124A) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) au nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie est défini comme : [Math. 179] où : EI croisière (appauvrie),SAF est défini comme : [Math. 180] EI croisière (appauvrie),FF est défini comme : [Math. 181] EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie est inférieur à 1 ; et le procédé (1000) comprend la fourniture (1002) de carburant comprenant un carburant d’aviation durable (SAF) à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124). Procédé (1000) selon la revendication 20, dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD est défini comme : [Math. 182] où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti-PMD du moteur à turbine à gaz (10) est inférieur à 1. Procédé (1000) selon la revendication 20 ou la revendication 21, dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD est défini comme : [Math. 183] où : EI croisière (appauvrie),SAF est défini comme : [Math. 184] EI croisière (appauvrie),FF est défini comme : [Math. 185] EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI maxTO,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie/PMD du moteur à turbine à gaz (10) est inférieur à 1. Procédé (1000) selon l’une quelconque des revendications 20 à 22, dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie est défini comme : [Math. 186] où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI croisière (appauvrie),SAF est défini comme : [Math. 187] EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière (appauvrie),FF est défini comme : [Math. 188] EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz (10) est inférieur à 1. Procédé (1000) selon l’une quelconque des revendications 20 à 23, dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche est défini comme : [Math. 189] où : EI croisière (riche),SAF est défini comme : [Math. 190] EI croisière (riche),FF est défini comme : [Math. 191] EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz (10) est inférieur à 1. Procédé (1000) selon l’une quelconque des revendications 20 à 24, dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD est défini comme : [Math. 192] où : EI croisière (riche),SAF est défini comme : [Math. 193] et EI croisière (riche),FF est défini comme : [Math. 194] et où : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche/PMD du moteur à turbine à gaz (10) est inférieur à 1. Procédé (1000) selon l’une quelconque des revendications 20 à 25, dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche est défini comme : [Math. 195] où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable (SAF) ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière (riche),SAF est défini comme : [Math. 196] EI croisière (riche),FF est défini comme : [Math. 197] EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé, si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) comprend un carburant d’aviation durable ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) quand il fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible pour les mêmes conditions de fonctionnement auxquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (124) est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti/en croisière riche du moteur à turbine à gaz (10) est inférieur à 1.