Brevet FR3156843A1 — publié le 20250620

Température de carburant de turbine à gaz Procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz d’un aéronef, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion destinée à brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un arbre de soufflante ; au moins un palier destiné à supporter l’arbre de soufflante ; au moins un système auxiliaire destiné à utiliser une partie du carburant ; un système à boucle d’huile destiné à fournir de l’huile à l’au moins un palier ; et un système d’échange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur carburant-huile primaire à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et au moins essentiellement tout le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et une partie du carburant s’écoulent, de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant, l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire étant destiné à fournir du carburant à l’au moins un système auxiliaire ; et une pompe à carburant destinée à pomper le carburant, dans lequel la pompe à carburant est située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire et en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire le long d’un trajet d’écoulement de carburant ; dans lequel le procédé comprend en outre la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de croisière, la température de carburant à la sortie du second échangeur de chaleur est dans la plage allant de 120 °C à 200 °C. Figure pour l’abrégé : Fig. 16 Température de carburant de turbine à gaz La présente description se rapporte à des systèmes de propulsions d’aéronef, ainsi qu’à des procédés de fonctionnement d’aéronefs impliquant la gestion de différents fluides et le transfert de chaleur entre eux, et en particulier à la gestion d’un système d’échange de chaleur d’un moteur d’aéronef. Il existe une attente dans l’industrie aéronautique concernant une tendance à l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels généralement utilisés actuellement. Les carburants peuvent présenter des caractéristiques de carburant différentes par rapport aux carburants hydrocarbonés à base de pétrole. Ainsi, il existe un besoin de tenir compte de propriétés de carburant pour ces nouveaux carburants et d’ajuster à la fois les propres moteurs à turbine à gaz et les procédés de fonctionnement des moteurs à turbine à gaz. Selon un premier aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz d’un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion destinée à brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un arbre de soufflante ; au moins un palier destiné à supporter l’arbre de soufflante ; un système à boucle d’huile destiné à fournir de l’huile à l’au moins un palier ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; une conduite de dérivation destinée à permettre à une proportion de l’huile de s’écouler au-delà de l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile ; et une vanne de dérivation destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée à travers la conduite de dérivation, le procédé comprenant : la détermination d’au moins une caractéristique de carburant du carburant destiné à être brûlé par la chambre de combustion ; et la commande de la vanne de dérivation sur la base de l’au moins une caractéristique de carburant de manière à ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur aux conditions de croisière. Les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durables, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que des paramètres aux conditions de croisière peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile que les carburants traditionnels, sans augmenter significativement les produits de dégradation de carburant, y compris sans augmenter la cokéfaction et/ou le vernissage. Cela peut améliorer l’efficacité de combustion du carburant et/ou améliorer l’efficacité thermodynamique globale du moteur, avec moins de chaleur perdue dans l’environnement (par exemple, par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile). Des températures de carburant plus élevées à l’entrée de la chambre de combustion peuvent permettre un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant est en mesure d’absorber plus de chaleur). Par exemple, la stabilité thermique de carburant affecte la quantité de chaleur que le carburant peut accepter / la température à laquelle le carburant peut être porté sans former de dépôts dans les conduites, les brûleurs et/ou une unité hydromécanique ou un autre composant de moteur. La prise en compte de la stabilité thermique de carburant, et le transfert d’une plus ou moins grande quantité de chaleur de l’huile au carburant en fonction de la stabilité thermique du carburant, peuvent donc fournir un refroidissement d’huile plus efficace tout en évitant la cokéfaction ou d’autres voies de dépôt de produits de dégradation (par exemple, le vernissage), améliorant ainsi les performances de l’aéronef. L’utilisation du carburant pour absorber plus de chaleur de l’huile, plutôt que de s’appuyer sur le transfert de chaleur de l’huile vers l’environnement/air (par exemple, dans un échangeur de chaleur air-huile) peut également fournir un moteur plus performant thermodynamiquement. Cela peut améliorer le refroidissement de l’huile avant son retour au reste du moteur à turbine. En outre, le refroidissement amélioré de l’huile peut à son tour améliorer l’effet de refroidissement de l’huile sur les composants du moteur à travers lequel elle s’écoule, permettant par exemple un débit d’huile plus faible pour fournir le même effet de refroidissement. Dans un laps de temps de transition, où les carburants d’aviation disponibles changent au cours de la durée de vie d’un moteur à turbine à gaz, et dépendent également de la situation géographique d’un point de ravitaillement, entre autres variables, il est important de déterminer une caractéristique pertinente de carburant et de commander le système d’échange de chaleur sur la base du carburant spécifique utilisé. Ainsi, le fonctionnement des turbines à gaz peut être adapté pour tirer le meilleur parti d’une grande variété de carburants. La vanne de modulation commandable, destinée à ajuster l’écoulement d’huile à travers chaque échangeur de chaleur a un rôle clé à jouer dans la commande de système d’échange de chaleur. La caractéristique de carburant peut être ou comprendre un pouvoir calorifique, une stabilité thermique ou le pourcentage de carburant d’aviation durable (SAF) dans le carburant. L’échangeur de chaleur air-huile peut aider à éliminer la chaleur excédentaire de l’huile du système à boucle d’huile qui n’est pas transférée au carburant. Cela peut permettre un refroidissement ultérieur de l’huile au-delà du transfert de chaleur de l’huile vers le carburant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile. L’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile peuvent être agencés en série le long du trajet du système à boucle d’huile. La conduite de dérivation peut être agencée de telle sorte que l’huile passe à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile tout en s’écoulant au-delà de l’échangeur de chaleur air-huile ou vice-versa. La vanne de dérivation permet une variation de la quantité de chaleur transférée à partir de l’huile par les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile. Le niveau d’écoulement d’huile (et donc le transfert de chaleur de l’huile vers l’air ou le carburant) peut être modifié sur la base de la température du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile, ou entrant dans la chambre de combustion, et peut ainsi permettre la régulation de la température de carburant au sein d’une limite supérieure et inférieure définie. De même, la régulation d’écoulement d’huile peut permettre de maintenir la température d’huile dans une plage appropriée. Cette régulation peut aider à assurer un rendement amélioré du moteur à turbine (par exemple, en élevant la température de carburant) sans risquer d’endommager inutilement une pompe à carburant ou d’autres composants en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile en utilisant une température trop élevée pour la durabilité dudit composant. La vanne de dérivation peut être destinée à permettre à 100 % de l’huile d’être envoyée par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile. La vanne de dérivation peut être destinée à s’assurer que pas moins de 70 %, 80 % ou 90 % de l’huile est envoyée par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile en régime de croisière. La vanne de dérivation peut être destinée à dévier une partie fixe de l’huile à travers la conduite de dérivation pour contourner l’un parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile et l’échangeur air-huile lors du fonctionnement du moteur, la partie fixe étant éventuellement déterminée au démarrage du moteur ou avant, ou lorsque l’on atteint l’altitude de croisière ou avant, sur la base d’au moins une caractéristique déterminée de carburant. Alternativement, la vanne de dérivation peut être destinée à dévier une partie variable de l’écoulement d’huile à travers la conduite de dérivation pour contourner l’un parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile et l’échangeur de chaleur air-huile lors du fonctionnement du moteur. La vanne de modulation peut donc être commandée activement pour faire varier la proportion d’huile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur, en particulier dans des mises en œuvre où l’aéronef transporte de multiples carburants différents dans différents réservoirs et peut changer le carburant (ou le mélange de carburants) utilisé en cours de vol. La commande active de la vanne de modulation peut être automatisée et mise en œuvre par un dispositif de commande du système d’échange de chaleur. Alternativement, le système à boucle d’huile, qui peut également être appelé système de recirculation d’huile, peut se ramifier de telle sorte qu’une proportion de l’huile peut s’écouler le long de chaque ramification. Les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile peuvent être agencés dans une configuration parallèle sur différentes ramifications d’un système à boucle d’huile. Le système d’échange de chaleur peut donc comprendre en outre une vanne de modulation destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification, et la commande de la vanne de modulation peut donc ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification aux conditions de croisière. Dans certains exemples, on peut fournir plus de deux échangeurs de chaleur et/ou plus de deux ramifications. Les deux ramifications ou plus du système à boucle d’huile primaire peuvent se rejoindre après le système d’échangeur de chaleur, de telle sorte que l’huile se recombine après transfert de chaleur depuis l’huile. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut être un échangeur de chaleur carburant-huile asservi. Une partie, mais pas la totalité, du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal peut être dirigée vers l’échangeur de chaleur carburant-huile asservi. L’échangeur de chaleur carburant-huile asservi peut augmenter davantage la température du carburant, avant de fournir le carburant à utiliser dans des mécanismes d’asservissement du moteur à turbine à gaz (par exemple pour l’actionnement et/ou le chauffage hydraulique à carburant). Ces mécanismes d’asservissement peuvent comporter un système antigivre de nacelle. Les mécanismes d’asservissement peuvent comporter des actionneurs de moteur. Les mécanismes d’asservissement peuvent comporter une vanne asservie de refroidissement de carter de turbine (TCC). Seul le carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut être utilisé dans ces systèmes auxiliaires. Le carburant utilisé dans ces systèmes auxiliaires peut être renvoyé dans un réservoir de carburant pour recirculation ultérieure, ou être recombiné avec un autre carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal et entrer dans la chambre de combustion. Le carburant qui traverse l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut donc ne pas être fourni à la chambre de combustion dans certaines mises en œuvre, mais à la place renvoyé à un réservoir de carburant d’aéronef, éventuellement après utilisation dans des systèmes auxiliaires tels que des actionneurs hydrauliques à carburant. L’échangeur de chaleur carburant-huile asservi peut être structurellement similaire à, ou identique à, l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. L’échangeur de chaleur carburant-huile asservi peut être plus petit que l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. Au moins une partie du carburant peut ne pas passer à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre au moins une conduite de dérivation supplémentaire destinée à permettre à de l’huile (ou à du carburant) de contourner un échangeur de chaleur, ou de multiples échangeurs de chaleur, du système d’échange de chaleur. Une conduite de dérivation peut effectivement former une ramification supplémentaire dans un système d’huile à ramification parallèle, dans certaines mises en œuvre – la vanne de dérivation, ou une autre vanne d’huile, peut être destinée à ajuster la quantité d’huile envoyée à travers la ou chaque conduite de dérivation pour l’huile, sur la base des une ou plusieurs caractéristiques déterminées de carburant, et éventuellement sur une ou plusieurs mesures de température. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre un appareil à cycle de réfrigération, et le procédé peut comprendre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant, éventuellement de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. La vanne de modulation, ou une autre vanne d’huile, peut réguler la quantité d’huile qui s’écoule à travers l’appareil à cycle de réfrigération. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant. Les voies à ramification peuvent être destinées à renvoyer du carburant depuis le système d’échange de chaleur vers au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant, depuis l’endroit où le carburant entre dans le moteur à turbine à gaz vers la chambre de combustion. Par exemple, le carburant quittant un échangeur de chaleur carburant-huile peut être divisé en deux ramifications ou plus, chaque ramification rejoignant le trajet principal d’écoulement de carburant en un point différent. Dans certaines mises en œuvre, au moins la majorité du carburant peut s’écouler à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile, de telle sorte qu’une ramification du trajet à ramification de carburant quittant cet échangeur de chaleur est elle-même le trajet « principal » de carburant – une ou plusieurs ramifications plus petites peuvent être divisées et rejoindre l’écoulement principal au niveau d’un emplacement différent, par exemple davantage en aval, par exemple après un ou plusieurs composants de moteur placés en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile en question, ou même davantage en amont (agissant ainsi en guise de conduite de recirculation). Sous réserve de l’adéquation de l’au moins une caractéristique déterminée de carburant, le procédé peut comprendre l’envoi de toute l’huile par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile pendant au moins un ou plusieurs laps de temps continus d’au moins 30 minutes en régime de croisière, de telle sorte qu’aucune chaleur n’est perdue dans l’environnement par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile pendant au moins certains laps de temps de fonctionnement en régime de croisière. Sous réserve de l’adéquation de l’au moins une caractéristique déterminée de carburant, le procédé peut comprendre l’envoi d’au moins 95 % de l’huile par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile pendant au moins 90 % du temps passé en régime de croisière, de telle sorte que très peu de chaleur, voire aucune, est perdue dans l’environnement par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile pendant au moins 90 % du fonctionnement en régime de croisière. Sous réserve de l’adéquation de l’au moins une caractéristique déterminée de carburant, le procédé peut comprendre le transfert d’au moins 80 % de la chaleur transférée à partir de l’huile en régime de croisière au carburant. La totalité de la chaleur transférée à partir de l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant pendant au moins 90 % du temps passé en régime de croisière dans certaines mises en œuvre. L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre une stabilité thermique. Au moins 80 % de la chaleur transférée à partir de l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant, à condition que le carburant soit stable en fonctionnement à des températures au-dessus de 140 ⁰C. L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre une teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant. Au moins 80 % de la chaleur transférée à partir de l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant à condition que le carburant ait un pourcentage molaire d’hydrocarbures aromatiques en dessous de 12 %. L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre un pourcentage de carburant d’aviation durable – %SAF – dans le carburant. La proportion de SAF (X%) peut être volumétrique. Au moins 80 % de la chaleur transférée à partir de l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant, à condition que le carburant ait une teneur en SAF au-dessus de 50 %. L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre un pouvoir calorifique du carburant. Au moins 80 % de la chaleur transférée à partir de l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant, à condition que le carburant ait un pouvoir calorifique d’au moins 43,5 MJ/kg. L’au moins une caractéristique de carburant du carburant peut comprendre au moins l’un parmi : i. un pourcentage de carburant d’aviation durable dans le carburant ; ii. une concentration d’espèces hétéroatomiques du carburant ; iii. une teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant ; iv. une teneur en hydrocarbures multi-aromatiques du carburant ; v. un pourcentage d’espèces contenant de l’azote dans le carburant ; vi. une présence ou un pourcentage d’une espèce de traceur ou d’un oligo-élément dans le carburant ; vii. un rapport hydrogène/carbone du carburant ; viii. une répartition d’hydrocarbures du carburant ; ix. un niveau d’émissions de matières particulaires non volatiles lors de la combustion ; x. une teneur en naphtalène du carburant ; xi. une teneur en soufre du carburant ; xii. une teneur en cycloparaffines du carburant ; xiii. une teneur en oxygène du carburant ; xiv. une stabilité thermique du carburant ; xv. un niveau de cokéfaction du carburant ; xvi. une indication que le carburant est un carburant fossile ; xvii. au moins l’un parmi une densité, une viscosité, un pouvoir calorifique et une capacité thermique. Le procédé peut comprendre en outre la détection chimique ou physique d’un ou plusieurs paramètres relatifs au carburant dans un réservoir de carburant après le ravitaillement (le réservoir de carburant étant conçu pour fournir du carburant à la chambre de combustion par le biais du système d’échange de chaleur). Les paramètres détectés peuvent être des caractéristiques de carburant, ou peuvent être utilisés pour calculer ou déduire des caractéristiques de carburant – par exemple, les paramètres détectés peuvent être un ou plusieurs parmi une vitesse d’arbre, un rapport de puissance de turbosoufflante (TPR) et/ou un rapport de pression de moteur (EPR) et un débit massique de carburant, à partir desquels un pouvoir calorifique (une caractéristique de carburant) peut être déterminé, ou les paramètres détectés peuvent être une densité de carburant et/ou la présence d’un traceur, qui sont toutes deux des caractéristiques de carburant. La détermination d’au moins une caractéristique de carburant peut comprendre l’obtention de données stockées sur les caractéristiques de carburant. La détermination chimique et/ou physique d’un ou plusieurs paramètres du carburant dans le réservoir de carburant peut être réalisée en extrayant un échantillon du carburant embarqué du réservoir de carburant pour le test hors-site. L’extraction d’un échantillon du carburant embarqué du réservoir de carburant peut comprendre le prélèvement d’un échantillon du carburant avant le ravitaillement. La détermination de l’au moins une caractéristique de carburant peut comprendre l’obtention d’au moins une caractéristique de carburant d’un quelconque carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement ; la détermination d’au moins une caractéristique de carburant d’un carburant ajouté au réservoir de carburant lors du ravitaillement ; et le calcul d’au moins une caractéristique de carburant du carburant résultant dans le réservoir de carburant après le ravitaillement (sur la base de ces informations). La détermination d’au moins une caractéristique de carburant peut être réalisée sur la base d’une détection d’au moins une propriété de carburant. La propriété de carburant peut être la caractéristique de carburant, ou peut être utilisée pour calculer ou déterminer d’une autre manière (par exemple, par extraction d’une table de recherche) la caractéristique de carburant. La détection peut être réalisée sur-site. La détermination d’au moins une caractéristique de carburant peut être réalisée sur la base de données de composition de carburant reçu. Les données de composition de carburant peuvent être fournies à l’aéronef lors du ravitaillement. Les données de composition de carburant peuvent être saisies manuellement. Selon un deuxième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; et un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l’arbre de cœur ; un système à boucle d’huile destiné à fournir de l’huile au réducteur ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; une conduite de dérivation destinée à permettre à une proportion de l’huile de s’écouler au-delà de l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile ; une vanne de dérivation destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée à travers la conduite de dérivation ; et un module de détermination de composition de carburant, destiné à déterminer au moins une caractéristique de carburant du carburant destiné à être brûlé par la chambre de combustion, dans lequel la vanne de dérivation est destinée à être commandée sur la base de l’au moins une caractéristique de carburant de manière à ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur aux conditions de croisière. La turbine peut être une première turbine, le compresseur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. L’arbre de cœur peut délivrer un entraînement à la soufflante directement, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine à entraînement direct. Le moteur du deuxième aspect peut être destiné à réaliser le procédé du premier aspect, et peut avoir l’une quelconque des caractéristiques décrites par rapport au premier aspect. Selon un troisième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion destinée à brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un arbre de soufflante ; au moins un palier destiné à supporter l’arbre de soufflante ; un système à boucle d’huile destiné à fournir de l’huile à l’au moins un palier ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; et une conduite de dérivation destinée à permettre à une proportion de l’huile de s’écouler au-delà de l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile ou l’échangeur de chaleur carburant-huile ; et une vanne de dérivation destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée à travers la conduite de dérivation, le procédé comprenant la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0 à 0,67. Les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durables, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que des paramètres aux conditions de croisière peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile que les carburants traditionnels, sans augmenter significativement la cokéfaction ou d’autres voies de dépôt de produits de dégradation de carburant (par exemple, le vernissage). Cela peut permettre d’avoir un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant est en mesure d’absorber plus de chaleur) et peut également améliorer le rendement thermodynamique global du moteur, avec moins de chaleur perdue dans l’environnement. Le système d’échange de chaleur commandable a un rôle clé à jouer dans la gestion du rapport de transfert de chaleur. Bien qu’on ait à l’esprit que le rapport est sans dimension, le transfert de chaleur est mesuré par masse de carburant dans les exemples décrits ici, ce qui permet de fournir un taux de transfert de chaleur normalisé pour les variations de débit de carburant en régime de croisière. Pour le transfert de chaleur de l’huile à l’air, la définition de « par unité de volume de carburant » peut être assimilée à « par un laps de temps fixé en fonction du débit de carburant » afin de fournir de façon similaire une normalisation pour le débit de carburant. On aura à l’esprit que le transfert de chaleur à l’aide de l’échangeur de chaleur doit être achevé avant que le carburant n’atteigne la chambre de combustion. N’importe quelle augmentation de température supplémentaire dans la chambre de combustion elle-même est due à la combustion, non pas au système d’échange de chaleur. On aura à l’esprit que le transfert de chaleur est noté par rapport à une masse (kg) de carburant atteignant la chambre de combustion de manière à ajuster le débit de carburant et l’une quelconque recirculation à travers un ou plusieurs échangeurs de chaleur ou dérivation d’un ou plusieurs échangeurs de chaleur comme décrit ailleurs ici. La quantité de chaleur transférée au carburant peut donc être calculée en fonction d’une température de carburant à l’approche ou l’entrée dans la chambre de combustion par comparaison avec une température de carburant dans un réservoir de carburant de l’aéronef. À des fins de comparaison, la quantité de chaleur transférée de l’huile à l’air peut être déterminée à partir d’une chute de température de l’huile dans le ou les échangeurs de chaleur air-huile, ou en comparant la chaleur gagnée par le carburant à une perte de chaleur globale de l’huile, et en supposant que la différence est due à une perte de chaleur de l’huile à l’air (en incluant toute autre source de perte ou de génération, telle que la recirculation de carburant). Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de croisière, le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,60, de 0 à 0,50, de 0 à 0,40, de 0 à 0,30, de 0 à 0,20, ou de 0 à 0,10. La commande du système d’échange de chaleur de manière à ajuster un rapport de transfert de chaleur peut comprendre la diminution de la quantité d’huile envoyée par le biais de l’au moins un échangeur de chaleur air-huile lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop élevé. L’au moins une conduite de dérivation peut être destinée à permettre à de l’huile de contourner l’échangeur de chaleur air-huile, de telle sorte que de l’huile s’écoulant à travers la conduite de dérivation s’écoule à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile sans s’écouler à travers l’échangeur de chaleur air-huile. La commande du système d’échange de chaleur de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur peut comprendre l’augmentation de la quantité d’huile s’écoulant à travers la conduite de dérivation lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop élevé. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins une conduite de recirculation destinée à permettre à un fluide (huile ou carburant) de passer de multiples fois à travers un échangeur de chaleur, et la commande du système d’échange de chaleur de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur peut comprendre la modulation de la quantité du fluide envoyée par le biais de la conduite de recirculation. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut être un échangeur de chaleur carburant-huile asservi. Une partie, mais pas la totalité, du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal peut être dirigée vers l’échangeur de chaleur carburant-huile asservi. L’échangeur de chaleur carburant-huile asservi peut augmenter davantage la température du carburant, avant de fournir le carburant à utiliser dans des mécanismes d’asservissement du moteur à turbine à gaz (par exemple pour l’actionnement et/ou le chauffage hydraulique à carburant). Ces mécanismes d’asservissement peuvent comporter un système antigivre de nacelle. Les mécanismes d’asservissement peuvent comporter des actionneurs de moteur. Les mécanismes d’asservissement peuvent comporter une vanne asservie de refroidissement de carter de turbine (TCC). Seul le carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut être utilisé dans ces systèmes auxiliaires. Le carburant utilisé dans ces systèmes auxiliaires peut être renvoyé dans un réservoir de carburant pour recirculation ultérieure, ou être recombiné avec un autre carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal et entrer dans la chambre de combustion. Le carburant qui traverse l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut donc ne pas être fourni à la chambre de combustion dans certaines mises en œuvre, mais à la place renvoyé à un réservoir de carburant d’aéronef, éventuellement après utilisation dans des systèmes auxiliaires tels que des actionneurs hydrauliques à carburant. L’échangeur de chaleur carburant-huile asservi peut être structurellement similaire à, ou identique à, l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. L’échangeur de chaleur carburant-huile asservi peut être plus petit que l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. Au moins une partie du carburant peut ne pas passer à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire. Le système d’échange de chaleur peut comprendre un appareil à cycle de réfrigération. Le procédé peut comprendre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant, éventuellement de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. Le rapport de transfert de chaleur des exemples à l’aide d’un appareil à cycle de réfrigération peut être dans la plage allant de 0 à 0,40. Dans des mises en œuvre où aucun appareil à cycle de réfrigération n’est utilisé / où le système d’échange de chaleur n’est pas destiné à fournir une élévation thermique, le rapport de transfert de chaleur peut être dans la plage allant de 0,38 à 0,67. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,2, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion soit d’au moins 160 ⁰C. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,1, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion soit d’au moins 180 ⁰C. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,45, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion soit d’au moins 140 ⁰C. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,2, à condition que le carburant soit au moins à 70 % du carburant d’aviation durable. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,1, à condition que le carburant soit au moins à 80 % du carburant d’aviation durable. Le procédé peut comprendre le maintien du taux de transfert de chaleur d’huile à air en régime de croisière dans la plage allant de 0 à 100 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière, et éventuellement de 0 à 35 kJ/kg, avec pas plus de 20 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière étant transférée à l’air. Le procédé peut comprendre le maintien du taux de transfert de chaleur d’huile à carburant en régime de croisière dans la plage allant de 110 à 200 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière, et éventuellement de 150 à 200 kJ/kg, avec au moins 80 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière étant transférée au carburant. Les procédés du premier et troisième aspect peuvent être complémentaires, et ils peuvent être réalisés ensemble dans diverses mises en œuvre. Le procédé du troisième aspect peut être réalisé à l’aide du moteur du deuxième aspect. Selon un quatrième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un arbre de soufflante ; au moins un palier destiné à supporter l’arbre de soufflante ; un système à boucle d’huile destiné à fournir de l’huile au réducteur ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile s’écoule ; un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; une conduite de dérivation destinée à permettre à une proportion de l’huile de s’écouler au-delà de l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile ou l’échangeur de chaleur carburant-huile ; et une vanne de dérivation destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée à travers la conduite de dérivation, et dans lequel le système d’échange de chaleur est destiné à être commandé de telle sorte que, dans des conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0 à 0,67. La turbine peut être une première turbine, le compresseur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant. Les voies à ramification peuvent être destinées à renvoyer du carburant depuis le système d’échange de chaleur vers au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant, depuis l’endroit où le carburant entre dans le moteur à turbine à gaz vers la chambre de combustion. La conduite de dérivation peut être destinée à permettre à une proportion de l’huile de s’écouler au-delà de l’échangeur de chaleur air-huile, de telle sorte que de l’huile s’écoulant à travers la conduite de dérivation s’écoule à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile sans s’écouler à travers l’échangeur de chaleur air-huile. L’arbre de cœur peut délivrer un entraînement à la soufflante directement, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine à entraînement direct. L’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile peuvent être agencés dans une configuration en série sur le système à boucle d’huile. Alternativement, le système à boucle d’huile, qui peut également être appelé système de recirculation d’huile, peut se ramifier de telle sorte qu’une proportion de l’huile peut s’écouler le long de chaque ramification. Les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile peuvent être agencés dans une configuration parallèle sur différentes ramifications d’un système à boucle d’huile. Le moteur du quatrième aspect peut être destiné à réaliser le procédé du premier et/ou troisième aspect, et peut avoir l’une quelconque des caractéristiques décrites par rapport à l’un quelconque aspect précédent. 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 cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion destinée à brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un arbre de soufflante ; au moins un palier destiné à supporter l’arbre de soufflante ; un système à boucle d’huile destiné à fournir de l’huile à l’au moins un palier ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; et une conduite de dérivation destinée à permettre à une proportion de l’huile de s’écouler au-delà de l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile ou l’échangeur de chaleur carburant-huile ; et une vanne de dérivation destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée à travers la conduite de dérivation, le procédé comprenant la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de ralenti, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0 à 1,5. Les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durables, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que des paramètres en conditions de ralenti peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile que les carburants traditionnels, sans augmenter significativement la cokéfaction ou d’autres voies de dépôt de produits de dégradation de carburant (par exemple, le vernissage). Cela peut permettre d’avoir un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant est en mesure d’absorber plus de chaleur) et peut également améliorer le rendement thermodynamique global du moteur, avec moins de chaleur perdue dans l’environnement. Le système d’échange de chaleur commandable a un rôle clé à jouer dans la gestion du rapport de transfert de chaleur. En outre, bien que les conditions de croisière représentent généralement une proportion beaucoup plus grande du temps de fonctionnement d’un moteur d’aéronef, les inventeurs étaient conscients qu’un fonctionnement au ralenti est également important – étant donné que le débit massique de carburant est beaucoup plus faible au ralenti qu’en croisière, même une charge thermique relativement basse sur le carburant peut entraîner une forte augmentation de la température – l’utilisation de carburants non traditionnels peut donc avoir un effet encore plus grand sur des approches optimales de la gestion de chaleur dans des conditions de ralenti – par exemple, lors du démarrage de l’aéronef, de son fonctionnement à l’arrêt pendant l’embarquement, du roulage (vers une piste ou un hangar, ou entre d’autres emplacements au sol), ou lors de conditions de « ralenti en vol » telles que lors de la descente. Comme les conditions de fonctionnement sont très différentes entre la croisière et le ralenti – au moins en termes de sortie de poussée souhaitée du moteur – il convient de commander différemment le système d’échange de chaleur. Bien qu’on ait à l’esprit que le rapport est sans dimension, le transfert de chaleur est mesuré par unité de masse de carburant dans les exemples décrits ici, ce qui permet de fournir un taux de transfert de chaleur normalisé pour les variations de débit de carburant au ralenti. Pour le transfert de chaleur de l’huile à l’air, la définition de « par unité de masse de carburant » peut être assimilée à « par un laps de temps fixé en fonction du débit de carburant » afin de fournir de façon similaire une normalisation pour le débit de carburant. On aura à l’esprit que le transfert de chaleur à l’aide de l’échangeur de chaleur doit être achevé avant que le carburant n’atteigne la chambre de combustion. N’importe quelle augmentation de température supplémentaire dans la chambre de combustion elle-même est due à la combustion, non pas au système d’échange de chaleur. On aura à l’esprit que le transfert de chaleur est noté par unité de masse (kg) de carburant atteignant la chambre de combustion de manière à ajuster le débit de carburant et l’une quelconque recirculation à travers un ou plusieurs échangeurs de chaleur ou dérivation d’un ou plusieurs échangeurs de chaleur comme décrit ailleurs ici. La quantité de chaleur transférée au carburant peut donc être calculée en fonction d’une température de carburant à l’approche ou l’entrée dans la chambre de combustion par comparaison avec une température de carburant dans un réservoir de carburant de l’aéronef. À des fins de comparaison, la quantité de chaleur transférée de l’huile à l’air peut être déterminée à partir d’une chute de température de l’huile dans le ou les échangeurs de chaleur air-huile, ou en comparant la chaleur gagnée par le carburant à une perte de chaleur globale de l’huile, et en supposant que la différence est due à une perte de chaleur de l’huile à l’air (après l’inclusion de toute autre source de perte ou de génération étant incluse, telle que la recirculation de carburant ou à la pompe à carburant). Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de ralenti, le rapport de transfert de chaleur est en dessous de 1,0, dans la plage allant de 0 à 0,60, de 0 à 0,50, de 0 à 0,40, de 0 à 0,30, de 0 à 0,20, ou de 0 à 0,10. La commande du système d’échange de chaleur de manière à ajuster un rapport de transfert de chaleur peut comprendre la diminution de la quantité d’huile envoyée par le biais de l’au moins un échangeur de chaleur air-huile lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop élevé. L’au moins une conduite de dérivation peut être destinée à permettre à de l’huile de contourner l’échangeur de chaleur air-huile, de telle sorte que de l’huile s’écoulant à travers la conduite de dérivation s’écoule à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile sans s’écouler à travers l’échangeur de chaleur air-huile. La commande du système d’échange de chaleur de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur peut comprendre l’augmentation de la quantité d’huile s’écoulant à travers la conduite de dérivation lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop élevé. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins une conduite de recirculation destinée à permettre à un fluide (huile ou carburant) de passer de multiples fois à travers un échangeur de chaleur, et la commande du système d’échange de chaleur de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur peut comprendre la modulation de la quantité du fluide envoyée par le biais de la conduite de recirculation. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut être un échangeur de chaleur carburant-huile asservi. Une partie, mais pas la totalité, du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal peut être dirigée vers l’échangeur de chaleur carburant-huile asservi. L’échangeur de chaleur carburant-huile asservi peut augmenter davantage la température du carburant, avant de fournir le carburant à utiliser dans des mécanismes d’asservissement du moteur à turbine à gaz (par exemple pour l’actionnement et/ou le chauffage hydraulique à carburant). Ces mécanismes d’asservissement peuvent comporter un système antigivre de nacelle. Les mécanismes d’asservissement peuvent comporter des actionneurs de moteur. Les mécanismes d’asservissement peuvent comporter une vanne asservie de refroidissement de carter de turbine (TCC). Seul le carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut être utilisé dans ces systèmes auxiliaires. Le carburant utilisé dans ces systèmes auxiliaires peut être renvoyé dans un réservoir de carburant pour recirculation ultérieure, ou être recombiné avec un autre carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal et entrer dans la chambre de combustion. Le carburant qui traverse l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut donc ne pas être fourni à la chambre de combustion dans certaines mises en œuvre, mais à la place renvoyé à un réservoir de carburant d’aéronef, éventuellement après utilisation dans des systèmes auxiliaires tels que des actionneurs hydrauliques à carburant. L’échangeur de chaleur carburant-huile asservi peut être structurellement similaire à, ou identique à, l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. L’échangeur de chaleur carburant-huile asservi peut être plus petit que l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. Au moins une partie du carburant peut ne pas passer à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire. Le système d’échange de chaleur peut comprendre un appareil à cycle de réfrigération. Le procédé peut comprendre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant, éventuellement de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. Le rapport de transfert de chaleur des exemples à l’aide d’un appareil à cycle de réfrigération peut être dans la plage allant de 0 à 0,40. Lorsque le système d’échange de chaleur n’est pas destiné à fournir une élévation thermique, le système d’échange de chaleur peut être commandé de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur soit dans la plage allant de 0,38 à 1,2. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de ralenti de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0,3 à 1,5, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion soit en dessous de 180 ⁰C. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de ralenti de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,3, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion soit au-dessus de 180 ⁰C. Dans des conditions de ralenti, le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur soit dans la plage allant de 0 à 0,2, à condition que le carburant soit au moins à 70 % du carburant d’aviation durable. Le procédé peut comprendre le maintien du taux de transfert de chaleur d’huile à air au ralenti dans la plage allant de 0 à 180 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de ralenti, et éventuellement de 0 à 60 kJ/kg, avec pas plus de 20 % de la chaleur transférée depuis l’huile au ralenti étant transférée à l’air. Le procédé peut comprendre le maintien du taux de transfert de chaleur d’huile à carburant au ralenti dans la plage allant de 100 à 300 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de ralenti, et éventuellement de 200 à 300 kJ/kg, avec au moins 80 % de la chaleur transférée depuis l’huile au ralenti étant transférée au carburant. L’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile peuvent être agencés en série dans le système à boucle d’huile. Alternativement, le système à boucle d’huile, qui peut également être appelé système de recirculation d’huile, peut se ramifier de telle sorte qu’une proportion de l’huile peut s’écouler le long de chaque ramification. Les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile peuvent être agencés dans une configuration parallèle sur différentes ramifications d’un système à boucle d’huile. Le système d’échange de chaleur peut donc comprendre en outre une vanne de modulation destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification, et la commande de la vanne de modulation peut donc ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification aux conditions de croisière. Dans certains exemples, on peut fournir plus de deux échangeurs de chaleur et/ou plus de deux ramifications. Les deux ramifications ou plus du système à boucle d’huile primaire peuvent se rejoindre après le système d’échangeur de chaleur, de telle sorte que l’huile se recombine après transfert de chaleur depuis l’huile. Le système d’échange de chaleur peut comprendre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant, les voies à ramification étant destinées à renvoyer du carburant du système d’échange de chaleur à au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant, depuis l’entrée du carburant dans le moteur à turbine à gaz vers la chambre de combustion. Les procédés du premier, troisième et cinquième aspect peuvent être complémentaires, et ils peuvent être réalisés ensemble dans diverses mises en œuvre. Le procédé du cinquième aspect peut être réalisé à l’aide du moteur du deuxième ou quatrième aspect. Selon un sixième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un arbre de soufflante ; au moins un palier destiné à supporter l’arbre de soufflante ; un système à boucle d’huile destiné à fournir de l’huile au réducteur ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile s’écoule ; un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; une conduite de dérivation destinée à permettre à une proportion de l’huile de s’écouler au-delà de l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile ou l’échangeur de chaleur carburant-huile ; et une vanne de dérivation destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée à travers la conduite de dérivation, et dans lequel le système d’échange de chaleur est destiné à être commandé de telle sorte que, dans des conditions de ralenti, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0 à 1,5. La turbine peut être une première turbine, le compresseur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant. Les voies à ramification peuvent être destinées à renvoyer du carburant depuis le système d’échange de chaleur vers au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant, depuis l’endroit où le carburant entre dans le moteur à turbine à gaz vers la chambre de combustion. La conduite de dérivation peut être destinée à permettre à une proportion de l’huile de s’écouler au-delà de l’échangeur de chaleur air-huile, de telle sorte que de l’huile s’écoulant à travers la conduite de dérivation s’écoule à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile sans s’écouler à travers l’échangeur de chaleur air-huile. L’arbre de cœur peut délivrer un entraînement à la soufflante directement, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine à entraînement direct. L’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile peuvent être agencés dans une configuration en série dans le système à boucle d’huile. Alternativement, le système à boucle d’huile, qui peut également être appelé système de recirculation d’huile, peut se ramifier de telle sorte qu’une proportion de l’huile peut s’écouler le long de chaque ramification. Les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile peuvent être agencés dans une configuration parallèle sur différentes ramifications d’un système à boucle d’huile. Le moteur du sixième aspect peut être destiné à réaliser le procédé du premier, troisième et/ou cinquième aspect, et peut avoir l’une quelconque des caractéristiques décrites par rapport à l’un quelconque aspect précédent. Selon un septième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz d’un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion destinée à brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un arbre de soufflante ; au moins un palier destiné à supporter l’arbre de soufflante ; au moins un système auxiliaire destiné à utiliser une partie du carburant ; un système à boucle d’huile destiné à fournir de l’huile à l’au moins un palier ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur carburant-huile primaire à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et au moins essentiellement tout le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et une partie du carburant s’écoulent, de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant, l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire étant destiné à fournir du carburant à l’au moins un système auxiliaire ; et une pompe à carburant destinée à pomper le carburant, dans lequel la pompe à carburant est située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire et en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire le long d’un trajet d’écoulement de carburant ; le procédé comprend en outre la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de croisière, la température de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur secondaire est dans la plage allant de 120 °C à 200 °C. Les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durables, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que des paramètres en conditions de ralenti peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile que les carburants traditionnels, sans augmenter significativement la cokéfaction ou d’autres voies de dépôt de produits de dégradation de carburant (par exemple, le vernissage). Cela peut permettre d’avoir un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant est en mesure d’absorber plus de chaleur) et peut également améliorer le rendement thermique global du moteur, avec moins de chaleur perdue dans l’environnement. Le système d’échange de chaleur commandable a un rôle clé à jouer dans la gestion du rapport de transfert de chaleur. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut être un échangeur de chaleur carburant-huile asservi. Une partie, mais pas la totalité, du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal peut être dirigée vers l’échangeur de chaleur carburant-huile asservi. L’échangeur de chaleur carburant-huile asservi peut augmenter davantage la température du carburant, avant de fournir le carburant à utiliser dans des mécanismes d’asservissement du moteur à turbine à gaz (par exemple pour l’actionnement et/ou le chauffage hydraulique à carburant). Ces mécanismes d’asservissement peuvent comporter un système antigivre de nacelle. Les mécanismes d’asservissement peuvent comporter des actionneurs de moteur. Les mécanismes d’asservissement peuvent comporter une vanne asservie de refroidissement de carter de turbine (TCC). Seul le carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut être utilisé dans ces systèmes auxiliaires. Le carburant utilisé dans ces systèmes auxiliaires peut être renvoyé dans un réservoir de carburant pour recirculation ultérieure, ou être recombiné avec un autre carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal et entrer dans la chambre de combustion. Le carburant qui traverse l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut donc ne pas être fourni à la chambre de combustion dans certaines mises en œuvre, mais à la place renvoyé à un réservoir de carburant d’aéronef, éventuellement après utilisation dans des systèmes auxiliaires tels que des actionneurs hydrauliques à carburant. L’échangeur de chaleur carburant-huile asservi peut être structurellement similaire à, ou identique à, l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. L’échangeur de chaleur carburant-huile asservi peut être plus petit que l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. Au moins une partie du carburant peut ne pas passer à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de croisière, la température de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur secondaire est dans la plage allant de 120 °C à 180 °C. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de croisière, la température de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur secondaire est dans la plage allant de 135 °C à 200 °C. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de croisière, la température de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur secondaire est dans la plage allant de 135 °C à 180 °C. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de croisière, la température de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur secondaire est dans la plage allant de 150 °C à 200 °C, de 150 °C à 180 °C, de 150 °C à 170 °C. La température de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur secondaire peut être approximativement de 120 °C, 130 °C, 140 °C, 150 °C, 160 °C ou jusqu’à 200 °C. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre une conduite de dérivation de carburant destinée à permettre à une proportion du carburant de contourner au moins l’un parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire ; et une vanne de dérivation de carburant destinée à permettre de faire varier la proportion du carburant envoyée à travers la conduite de dérivation de carburant. La commande du système d’échange de chaleur peut comprendre la commande de la vanne de dérivation de carburant de manière à ajuster la proportion du carburant envoyée par le biais de chacun des échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire aux conditions de croisière. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre une conduite de dérivation d’huile destinée à permettre à une proportion de l’huile de contourner au moins l’un parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire ; et une vanne de dérivation d’huile destinée à permettre de faire varier la proportion du carburant envoyée à travers la conduite de dérivation d’huile. La commande du système d’échange de chaleur peut comprendre la commande de la vanne de dérivation d’huile de manière à ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chacun des échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire aux conditions de croisière. Dans des conditions de croisière, le rapport de peut être d’au moins 0,3. Ce rapport peut être référencé comme le rapport d’écoulement de carburant de changeur de chaleur secondaire, par souci de concision. Le rapport d’écoulement de carburant de changeur de chaleur secondaire peut être d’au moins 0,35, 0,4, 0,45, 0,5, 0,55. Le rapport d’écoulement de carburant de changeur de chaleur secondaire peut être approximativement de 0,6. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre un appareil à cycle de réfrigération, et le procédé peut comprendre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant éventuellement de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. Une vanne d’huile peut réguler la quantité d’huile qui s’écoule à travers l’appareil à cycle de réfrigération. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant, les voies à ramification étant destinées à renvoyer du carburant du système d’échange de chaleur à au moins deux endroits différents le long d’un trajet d’écoulement de carburant principal. Par exemple, le carburant quittant un échangeur de chaleur carburant-huile peut être divisé en deux ramifications ou plus, chaque ramification rejoignant le trajet principal d’écoulement de carburant en un point différent. Dans certaines mises en œuvre, au moins la majorité du carburant peut s’écouler à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile, de telle sorte qu’une ramification du trajet à ramification de carburant quittant cet échangeur de chaleur est elle-même le trajet « principal » de carburant – une ou plusieurs ramifications plus petites peuvent être divisées et rejoindre l’écoulement principal au niveau d’un emplacement différent, par exemple davantage en aval, par exemple après un ou plusieurs composants de moteur placés en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile en question, ou même davantage en amont (agissant ainsi en guise de conduite de recirculation). L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peuvent être agencés en série le long du système à boucle d’huile. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre au moins un échangeur de chaleur air-huile dans lequel l’huile du système à boucle d’huile s’écoule. Selon un huitième aspect de l’invention, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; et un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l’arbre de cœur ; un système à boucle d’huile destiné à fournir de l’huile au réducteur ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur carburant-huile primaire à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et au moins essentiellement tout le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et une partie du carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant, l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire étant destiné à fournir du carburant à l’au moins un système auxiliaire ; et une pompe à carburant destinée à pomper le carburant, dans lequel la pompe à carburant est située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire et en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire le long d’un trajet d’écoulement de carburant ; dans lequel le système d’échange de chaleur est destiné à être commandé de telle sorte que, dans des conditions de croisière, la température de carburant à la sortie du second échangeur de chaleur est dans la plage allant de 120 °C à 200 °C. Le système d’échange de chaleur peut être destiné à être commandé de telle sorte que, dans des conditions de croisière, la température de carburant à la sortie du second échangeur de chaleur est dans la plage allant de 120 °C à 180 °C. La turbine peut être une première turbine, le compresseur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur ; et la seconde turbine, le second compresseur, et le second arbre de cœur peuvent être destinés à tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. L’arbre de cœur peut délivrer un entraînement à la soufflante directement, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine à entraînement direct. Le moteur du huitième aspect peut être destiné à réaliser le procédé du premier, troisième, cinquième et/ou septième aspect, et peut avoir l’une quelconque des caractéristiques décrites par rapport à l’un quelconque aspect précédent. Selon un neuvième aspect un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz d’un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion destinée à brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un arbre de soufflante ; au moins un palier destiné à supporter l’arbre de soufflante ; un système à boucle d’huile destiné à fournir de l’huile à l’au moins un palier ; un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile s’écoule ; un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; et au moins une vanne destinée à permettre de faire varier au moins l’un parmi un débit d’huile et un débit d’air à travers au moins l’un parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile et l’échangeur de chaleur air-huile ; et un capteur de température destiné à fournir une indication de température de carburant en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile (éventuellement à l’entrée de la chambre de combustion), le procédé comprenant : la détermination quant à savoir si la température de carburant a augmenté au-dessus d’un seuil fixé aux conditions de croisière, sur la base d’une sortie du capteur de température ; et en réponse à la détermination du fait que la température de carburant a augmenté au-dessus du seuil fixé aux conditions de croisière, la commande de l’au moins une vanne de manière à changer l’au moins un débit à travers l’au moins un échangeur de chaleur. Par exemple, l’au moins une vanne peut être ou comprendre une vanne destinée à permettre de faire varier une proportion de l’huile envoyée par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile, et le procédé peut comprendre, en réponse à la détermination du fait que la température de carburant a augmenté au-dessus d’un seuil fixé aux conditions de croisière, la commande de l’au moins une vanne de manière à envoyer moins d’huile à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile. Les inventeurs étaient conscients qu’il est important que la température d’huile reste dans une plage souhaitée ainsi que la température de carburant ne dépasse pas une limite, de sorte que dans certaines mises en œuvre le point central pour un ajustement de débit peut être l’échangeur de chaleur air-huile. L’au moins une vanne peut donc être ou comprendre une vanne destinée à permettre de faire varier une proportion de l’huile envoyée par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile, et le procédé peut comprendre, en réponse à la détermination du fait que la température de carburant a augmenté au-dessus d’un seuil fixé aux conditions de croisière, la commande de l’au moins une vanne de manière à envoyer plus d’huile à travers l’échangeur de chaleur air-huile. Un manque d’une dérivation d’huile sur l’échangeur de chaleur air-huile pourrait entraîner un sur-refroidissement de l’huile (par exemple, la congélation) dans certaines conditions. Une conduite de dérivation peut donc être fournie pour les deux échangeurs de chaleur. Au moins une partie au moins de l’huile peut contourner les deux échangeurs de chaleur dans certaines mises en œuvre. L’au moins une vanne peut être ou comprendre une vanne destinée à réguler un débit d’air à travers l’échangeur de chaleur air-huile. Le procédé peut comprendre l’envoi de plus d’air à travers l’échangeur de chaleur air-huile en réponse à la détermination du fait que la température de carburant a augmenté au-dessus du seuil fixé aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre la commande de multiples vannes dans certaines mises en œuvre, par exemple : la régulation d’écoulement d’huile à travers chacun de l’échangeur de chaleur carburant-huile et l’échangeur de chaleur air-huile séparément ; et/ou la régulation à la fois d’écoulement d’air et d’écoulement d’huile. Tel que décrit pour les aspects précédents, les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durables, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que des paramètres peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile que des carburants traditionnels, sans augmenter de manière significative le dépôt de produits de dégradation de carburant, par exemple par cokéfaction ou vernissage, permettant au carburant d’absorber plus de chaleur et réduisant ainsi un besoin de refroidissement d’huile par air et améliorant le rendement du moteur. Toutefois, le fait de permettre à des carburants inappropriés d’atteindre ces températures plus élevées pourrait être nuisible pour les performances du moteur, et même provoquer des blocages de tuyères d’injection de carburant dans certains cas. Des contrôles et des équilibres sont donc souhaités pour garantir que les performances de moteur sont optimisées pour un carburant donné. Le procédé décrit dans ce septième aspect implique la surveillance de température de carburant pour contrôler toute température de carburant excessivement élevée, et la prise de mesures pour réduire le chauffage du carburant le cas échéant. Les températures de carburant en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile (par exemple à l’entrée de la chambre de combustion) aux conditions de croisière peuvent être définies en tant que moyenne sur au moins 1, 2, 3, 4, ou 5 minutes, et éventuellement sur dix minutes, vingt minutes, ou trente minutes, dans des conditions de croisière à régime stationnaire. Ces températures moyennes ne comportent pas de pics transitoires de température, qui peuvent être définis comme des fluctuations de température du carburant en fonctionnement, souvent une élévation de la température. Un pic transitoire – par exemple un pic durant quelques secondes uniquement –- à une température plus élevée peut donc ne pas être suffisant pour déclencher un changement de débit d’huile. Dans un laps de temps de transition, où les carburants d’aviation disponibles changent au cours de la durée de vie d’un moteur à turbine à gaz, et dépendent également de la situation géographique d’un point de ravitaillement (entre autres variables), il est important que le niveau de chauffage du carburant soit décidé sur la base du carburant spécifique utilisé. L’envoi d’une moindre quantité d’huile à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile entraîne une moindre quantité de chaleur étant transférée au carburant, fournissant ainsi une température de carburant plus faible à l’approche de la chambre de combustion. Ainsi, le fonctionnement des turbines à gaz peut être adapté pour tirer le meilleur parti d’une grande variété de carburants. La vanne de débit d’huile commandable destinée à ajuster le débit d’huile à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile à un rôle clé à jouer dans cette adaptation de performances de moteur. Les inventeurs étaient conscients que ces principes peuvent être appliqués à la fois à des moteurs avec des voies à boucle d’huile à ramification avec différents échangeurs de chaleur sur différentes ramifications (agencements parallèles) et à des moteurs avec des agencements en série, essentiellement linéaires d’échangeurs de chaleur et où l’utilisation d’une ou plusieurs conduites de dérivation peut être faite en guise d’alternative à une voie principale ramifiée. Le système à boucle d’huile peut se ramifier de telle sorte qu’une proportion de l’huile peut s’écouler le long de chaque ramification, et les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile peuvent être agencés dans une configuration parallèle sur différentes ramifications du système à boucle d’huile. Dans de telles mises en œuvre, l’au moins une vanne destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile peut être ou comprendre une vanne de modulation destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification. Le système à boucle d’huile peut comprendre au moins une conduite de dérivation d’huile destinée à permettre à une proportion de l’huile de contourner au moins l’un parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile et l’échangeur de chaleur air-huile. Dans de telles mises en œuvre, l’au moins une vanne peut être ou comprendre au moins une vanne de dérivation destinée à permettre à une proportion de l’huile de contourner l’échangeur de chaleur respectif / à réguler la proportion d’huile envoyée par le biais de la conduite de dérivation. Dans de telles mises en œuvre, les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile peuvent être agencés en série dans le système à boucle d’huile, ou en parallèle. Dans des mises en œuvre où les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile sont agencés en parallèle, sur différentes ramifications du système à boucle d’huile, et dans lesquelles il existe en complément au moins une conduite de dérivation, le procédé peut comprendre la commande à la fois de la vanne de dérivation et d’une vanne de modulation destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification. Dans des mises en œuvre où le procédé est destiné à ajuster le débit d’huile à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile, au moins une partie de l’huile déviée depuis l’échangeur de chaleur carburant-huile peut être envoyée à l’échangeur de chaleur air-huile. Dans certaines mises en œuvre, l’écoulement d’air à travers l’échangeur de chaleur air-huile peut être augmenté lorsque davantage d’huile est envoyée par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile. Dans des mises en œuvre où le procédé est destiné à ajuster le débit d’huile à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile ou l’échangeur de chaleur air-huile, au moins une partie de l’huile déviée depuis l’échangeur de chaleur respectif peut être envoyée par le biais d’une conduite de dérivation autour de l’échangeur de chaleur respectif. Le procédé peut comprendre en outre la détermination du seuil fixé sur la base d’au moins une caractéristique de carburant du carburant. Dans de telles mises en œuvre, l’au moins une caractéristique de carburant du carburant peut être ou comprendre au moins l’une parmi : une stabilité thermique du carburant, une teneur en azote du carburant, une teneur en soufre du carburant, et une teneur en carburant d’aviation durable – SAF – du carburant. L’étape de détermination du seuil fixé peut comprendre l’augmentation du seuil fixé, éventuellement de manière linéaire, avec l’augmentation d’une stabilité thermique du carburant. L’étape de détermination du seuil fixé peut comprendre l’augmentation du seuil fixé, éventuellement de manière linéaire, avec l’augmentation d’une teneur en SAF du carburant, pour des carburants avec une teneur en SAF au-dessus de 70 %. Le procédé peut comprendre en outre la détermination de l’au moins une caractéristique de carburant du carburant, éventuellement par l’un quelconque des procédés décrits ci-dessous. Le système d’échange de chaleur peut comprendre une vanne d’air destinée à réguler un débit d’air à travers l’échangeur de chaleur air-huile. Le procédé peut comprendre en outre, en réponse à la détermination du fait que la température de carburant a augmenté au-delà d’un seuil fixé aux conditions de croisière, la commande de la vanne d’air de manière à envoyer plus d’air à travers l’échangeur de chaleur air-huile. Le système d’échange de chaleur peut comprendre un appareil à cycle de réfrigération destiné à fournir une élévation thermique en transférant de la chaleur supplémentaire de l’huile au carburant au-delà de celle transférée par l’échangeur de chaleur carburant-huile. Le procédé peut comprendre en outre la commande de l’appareil à cycle de réfrigération de manière à réduire la quantité de chaleur supplémentaire transférée au carburant en réponse à la détermination du fait que la température de carburant a augmenté au-delà d’un seuil fixé aux conditions de croisière. Par exemple, l’appareil à cycle de réfrigération peut être éteint / désactivé. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins une conduite de dérivation, et l’au moins une vanne peut être ou comprendre une vanne de dérivation destinée à réguler un débit à travers cette conduite de dérivation. Le système d’échange de chaleur peut comprendre de multiples conduites de dérivation, chacune étant conçue pour permettre à l’huile de contourner un échangeur de chaleur (par exemple, l’échangeur de chaleur carburant-huile ou l’échangeur de chaleur air-huile décrits ci-dessus, ou un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire, un échangeur de chaleur huile-huile destiné à transférer de la chaleur entre deux boucles d’huile séparées du système d’échange de chaleur, ou l’un quelconque autre échangeur de chaleur approprié). Le procédé peut comprendre la commande d’au moins deux vannes de dérivation – par exemple, une vanne de dérivation pour l’échangeur de chaleur air-huile peut être ajustée pour envoyer plus d’huile à l’échangeur de chaleur air-huile lorsque la vanne de dérivation pour l’échangeur de chaleur carburant-huile est ajustée pour envoyer moins d’huile à l’échangeur de chaleur carburant-huile. La même vanne (par exemple une vanne à trois voies) peut ajuster un débit d’huile vers les deux échangeurs de chaleur dans certaines mises en œuvre. Le seuil fixé peut être dans la plage allant de 140 ⁰C à 300 ⁰C, et éventuellement de 250 ⁰C à 300 ⁰C. Le seuil fixé peut être de 140 ⁰C, 180 ⁰C, 200 ⁰C, 210 ⁰C, 220 ⁰C, 230 ⁰C, 240 ⁰C, 250 ⁰C, 260 ⁰C, 270 ⁰C, 275 ⁰C, 280 ⁰C, 290 ⁰C, ou 300 ⁰C. L’étape de détermination peut être réalisée à intervalles réguliers pendant le fonctionnement de l’aéronef en croisière. Les procédés des premier, troisième, cinquième et septième aspects peuvent être complémentaires, et deux quelconques ou plus de ceux-ci peuvent être réalisés ensemble dans diverses mises en œuvre. Le procédé du septième aspect peut être réalisé à l’aide du moteur du second, quatrième ou sixième aspect. Selon un huitième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un arbre de soufflante ; au moins un palier destiné à supporter l’arbre de soufflante ; un système à boucle d’huile destiné à fournir de l’huile à l’au moins un palier ; un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile s’écoule ; un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; et au moins une vanne destinée à permettre de faire varier au moins l’un parmi un débit d’huile et un débit d’air à travers au moins l’un parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile et l’échangeur de chaleur air-huile ; un capteur de température destiné à fournir une indication de température de carburant en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile (éventuellement à l’entrée de la chambre de combustion) ; et un dispositif de commande destiné à recevoir une sortie du capteur de température aux conditions de croisière, déterminer si la température de carburant a augmenté au-dessus d’un seuil fixé sur la base de cette sortie, et en réponse à la détermination du fait que la température de carburant a augmenté au-dessus d’un seuil fixé aux conditions de croisière, commander l’au moins une vanne de manière à changer l’au moins un débit à travers l’au moins un échangeur de chaleur. Par exemple, l’au moins une vanne peut être destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile ; et le dispositif de commande peut être destiné à : recevoir une sortie du capteur de température aux conditions de croisière ; déterminer si la température de carburant a augmenté au-dessus d’un seuil fixé sur la base de cette sortie ; et en réponse à la détermination du fait que la température de carburant a augmenté au-dessus d’un seuil fixé aux conditions de croisière, commander l’au moins une vanne de manière à envoyer moins d’huile à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile. Le dispositif de commande, ou un autre module de traitement, peut être destiné à déterminer le seuil fixé sur la base d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant. Le système d’échange de chaleur peut comprendre un appareil à cycle de réfrigération destiné à fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant au-delà de celle transférée par l’échangeur de chaleur carburant-huile. Éventuellement, l’appareil de réfrigération peut permettre à la température de carburant d’être élevée au-dessus de la température d’huile. Le dispositif de commande peut être destiné à désactiver l’appareil à cycle de réfrigération en réponse à la détermination du fait que la température de carburant a augmenté au-dessus d’un seuil fixé aux conditions de croisière. La turbine peut être une première turbine, le compresseur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant, les voies à ramification étant destinées à renvoyer du carburant du système d’échange de chaleur à au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant, depuis l’entrée du carburant dans le moteur à turbine à gaz vers la chambre de combustion. L’arbre de cœur peut délivrer un entraînement à la soufflante directement, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine à entraînement direct. Les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile peuvent être agencés en série dans le système à boucle d’huile. Le moteur du dixième aspect peut être destiné à réaliser le procédé du premier, troisième, cinquième, septième et/ou neuvième aspect, et peut avoir l’une quelconque des caractéristiques décrites par rapport à l’un quelconque aspect précédent. Comme indiqué ailleurs ici, la présente description peut s’appliquer à une quelconque configuration pertinente d’un moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, un moteur à turbine à gaz à double flux, un moteur à turbine à gaz à rotor ouvert (dans lequel l’hélice n’est pas entourée par une nacelle), un moteur à turbopropulseur ou un turboréacteur. Un tel moteur quelconque peut être ou non pourvu d’une chambre de postcombustion. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, conçu pour des applications de génération de puissance terrestre ou marine. Un moteur à turbine à gaz en conformité avec un aspect quelconque de la présente description peut comprendre un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des aubes de soufflante). Une telle soufflante peut être située en amont du cœur de moteur. En variante, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante située en aval du cœur de moteur, par exemple dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur (auquel cas la soufflante peut être dénommée hélice). Lorsque le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur, le moteur à turbine à gaz peut comprendre deux étages d’hélice contrarotatifs fixés à et entraînés par une turbine de puissance libre par le biais d’un arbre. Les hélices peuvent tourner dans des sens opposés de sorte que l’une tourne dans le sens horaire et l’autre dans le sens anti-horaire autour de l’axe de rotation du moteur. En variante, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un étage d’hélice et un étage d’aubes directrices conçu en aval de l’étage d’hélice. L’étage d’aubes directrices peut être à pas variable. Ainsi, les turbines à haute pression, à pression intermédiaire et à puissance libre peuvent respectivement entraîner des hélices et des compresseurs à pression élevée et intermédiaire par des arbres d’interconnexion appropriés. Ainsi, les hélices peuvent fournir la majorité de la poussée de propulsion. Dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur, un ou plusieurs parmi les étages d’hélice peuvent être entraînés par un réducteur. Le réducteur peut être du type décrit ici. Un moteur selon la présente description peut être un moteur à double flux. Un tel moteur peut être un moteur à double flux à entraînement direct dans lequel la soufflante est directement reliée à la turbine d’entraînement de soufflante, par exemple sans réducteur, par le biais 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 second arbre de cœur reliant la seconde turbine au compresseur. La seconde turbine, le compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, la seconde turbine peut être positionnée axialement en amont de la première turbine. Un moteur selon la présente description peut être un moteur à double flux à engrenages. Dans un tel agencement, le moteur a une soufflante qui est entraînée par le biais 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 le biais d’un arbre et/ou engrenage droits. L’arbre de cœur peut solidariser la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse plus basse). Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n’importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n’importe quel nombre souhaité d’arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d’exemple uniquement, la turbine reliée à l’arbre de cœur peut être une première turbine, le compresseur relié à l’arbre de cœur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, le second compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le second compresseur peut être destiné à recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple par le biais d’une conduite généralement annulaire) un écoulement depuis le premier compresseur. Le réducteur peut être destiné à 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 second arbre de cœur, dans l’exemple ci-dessus). En variante, le réducteur peut être destiné à être entraîné par n’importe quel ou n’importe quels arbres, par exemple les premier et/ou second arbres dans l’exemple ci-dessus. Le réducteur peut être une boîte de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l’entrée depuis l’arbre de cœur). N’importe quel type de réducteur peut être utilisé. Par exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ou « en étoile », tel que décrit d’une manière plus détaillée ailleurs dans le présent document. Un tel réducteur peut être un étage unique. En variante, un tel réducteur peut être un réducteur composé, par exemple un réducteur planétaire composé (qui peut avoir l’entrée sur l’engrenage solaire et la sortie sur la couronne dentée, et donc être dénommé réducteur « en étoile composé »), par exemple à deux étages de réduction. Le réducteur peut avoir n’importe quel rapport de réduction souhaité (défini comme la vitesse de rotation de l’arbre d’entrée divisée par la vitesse de rotation de l’arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple dans la plage de 3 à 4,2, ou de 3,2 à 3,8, par exemple de l’ordre de ou d’au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2. Le rapport d’engrenage peut être, par exemple, entre deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente. Strictement à titre d’exemple, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,0 à 3,1. Strictement à titre d’exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ayant un rapport de réduction dans la plage de 3,6 à 4,2. Dans certains agencements, le rapport d’engrenage peut être à l’extérieur de ces plages. Dans n’importe quel moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, le carburant d’une composition ou d’un mélange donné est fourni à une chambre de combustion, qui peut être fournie en aval de la soufflante et du ou des compresseurs par rapport au trajet d’écoulement (par exemple axialement en aval). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) second compresseur, lorsqu’un second compresseur est fourni. À titre d’exemple supplémentaire, le flux à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l’entrée de la seconde turbine, lorsqu’une seconde turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbines. Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le second compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n’importe quel nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’aubes de rotor et une rangée d’aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (en ce que leur angle d’incidence peut être variable). La rangée d’aubes de rotor et la rangée d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à double flux à entraînement direct comprenant 13 ou 14 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut par exemple comprendre 3 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et soit 10 soit 11 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » (dans lequel la soufflante est entraînée par un premier arbre de cœur par le biais d’une boîte de réduction) comprenant 11, 12 ou 13 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut comprendre 3 ou 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 8 ou 9 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 10 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la seconde turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre n’importe quel nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’aubes de rotor et une rangée d’aubes de stator, ou inversement, selon le besoin. Les rangées respectives d’aubes de rotor et d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. La seconde turbine (ou « haute pression ») peut comprendre 2 étages dans n’importe quel agencement (par exemple, indépendamment du fait qu’il s’agisse d’un moteur à engrenages ou à entraînement direct). Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à entraînement direct comprenant une première turbine (ou « basse pression ») ayant 5, 6 ou 7 étages. En variante, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » comprenant une première turbine (ou « basse pression ») ayant 3 ou 4 étages. Chaque aube de soufflante peut être définie comme ayant une portée radiale s’étendant d’un pied (ou d’un moyeu) au niveau d’un emplacement radialement interne lavé par les gaz, ou une position de portée de 0 %, jusqu’à une pointe à une position de portée de 100 %. Le rapport du rayon de l’aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l’aube de soufflante au niveau de la pointe peut être inférieur à (ou de l’ordre de) l’un quelconque parmi : 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 ou 0,25. Le rapport du rayon de l’aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l’aube de soufflante au niveau de la pointe peut être inclus dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,32, ou 0,29 à 0,30. Ces rapports peuvent être couramment désignés comme le rapport du moyeu à la pointe. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de la pointe peuvent l’un et l’autre être mesurés au niveau de la partie de bord d’attaque (ou axialement la plus en avant) de l’aube. Le rapport du moyeu à la pointe fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de l’aube de soufflante, c’est-à-dire la partie radialement à l’extérieur d’une quelconque plate-forme. Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne médiane du moteur et la pointe d’une aube de soufflante au niveau de son bord d’attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement deux fois le rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’un quelconque parmi : 140 cm, 170 cm, 180 cm, 190 cm, 200 cm, 210 cm, 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 210 cm à 240 cm, ou 250 cm à 280 cm, ou 320 cm à 380 cm. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le diamètre de soufflante peut être dans la plage de 170 cm à 180 cm, 190 cm à 200 cm, 200 cm à 210 cm, 210 cm à 230 cm, 290 cm à 300 cm ou 340 cm à 360 cm. La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d’utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est plus basse pour des soufflantes avec un diamètre plus élevé. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière peut être inférieure à 3500 tr/min, par exemple inférieure à 2600 tr/min, ou inférieure à 2500 tr/min, ou inférieure à 2300 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 2 750 à 2 900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 2 500 à 2 800 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1500 à 1800 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 190 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 3 600 à 3 900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 2000 à 2800 tr/min. En cours d’utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les aubes de soufflante associées) tourne autour d’un axe de rotation. Cette rotation résulte en un déplacement de la pointe de l’aube de soufflante avec une vitesse U pointe . Le travail accompli par les pales de soufflante sur le flux résulte en une augmentation d’enthalpie dH du flux. Une charge de pointe de soufflante peut être définie par dH/U pointe 2 , où dH est l’augmentation d’enthalpie (par exemple l’augmentation d’enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et U pointe est la vitesse (de translation) de la pointe de soufflante, par exemple au niveau du bord d’attaque de la pointe (qui peut être définie en tant que rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d’attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante aux conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l’ordre de) l’un quelconque parmi : 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les valeurs n’ayant pas de dimension). La charge de pointe de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0,28 à 0,31 ou de 0,29 à 0,3 (par exemple pour un moteur à turbine à gaz à engrenages). Des moteurs à turbine à gaz conformément à la présente description peuvent avoir n’importe quel rapport de dérivation (BPR) souhaité, où le rapport de dérivation est défini comme le rapport du débit massique de l’écoulement à travers la conduite de dérivation au débit massique de l’écoulement à travers le cœur. Dans certains agencements le rapport de dérivation aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) n’importe lequel des suivants : 9. 9,5, 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de dérivation aux conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 12 à 16, de 13 à 15, ou de 13 à 14. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de dérivation aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct selon la présente description peut être dans la plage allant de 9:1 à 11:1. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de dérivation aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages selon la présente description peut être dans la plage allant de 12:1 à 15:1. La conduite de dérivation peut être sensiblement annulaire. La conduite de dérivation peut être radialement à l’extérieur du moteur de cœur. La surface radialement externe de la conduite de dérivation peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. Le rapport de pression global (OPR) d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation en sortie du compresseur à pression la plus élevée (avant une entrée dans la chambre de combustion) à la pression de stagnation en amont de la soufflante. À titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) n’importe lequel des suivants : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 50 à 70. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 40 à 45. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 45 à 55. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. La poussée spécifique d’un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans certains exemples, une poussée spécifique peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fourni à la chambre de combustion. Aux conditions de croisière, la poussée spécifique d’un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l’ordre de) n’importe laquelle des suivantes : 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s ou 80 Nkg -1 s. La poussée spécifique peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 80 Nkg -1 s à 100 Nkg -1 s, ou de 85 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 80 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 70 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 120 Nkg -1 s. Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n’importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d’exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d’au moins (ou de l’ordre de) n’importe laquelle des suivantes : 100 kN, 110 kN, 120 kN, 130 kN, 135 kN, 140 kN, 145 kN, 150 kN, 155 kN, 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN, ou 550 kN. La poussée maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). À titre d’exemple non limitatif uniquement, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage de 155 kN à 170 kN, de 330 kN à 420 kN, ou de 350 kN à 400 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 140 kN à 160 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 150 kN à 200 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques types au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec le moteur statique. En cours d’utilisation, la température du flux à l’entrée de la turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, qui peut être dénommée TET, peut être mesurée en sortie de la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui elle-même peut être appelée aube directrice de tuyère. Dans certains exemples, la TET peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fourni à la chambre de combustion. Aux conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1520 K, 1530 K, 1540 K, 1550 K, 1600 K ou 1650 K. Ainsi, uniquement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1540 K à 1600 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 1 590 K à 1 650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1600K à 1660K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1 590 K à 1 650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1570 K à 1630 K. La TET aux conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 1530 K à 1600 K. La TET maximale en utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K, 2000 K, 2050 K, ou 2100 K. Ainsi, uniquement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 1 890 K à 1 960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1 935 K à 1 995 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1950 K. La TET maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 1800 K à 1950 K, ou de 1900 K à 2000 K. La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (PMD). Une partie d’aube de soufflante et/ou de profil aérodynamique d’une aube de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de n’importe quel matériau ou combinaison de matériaux approprié. Par exemple au moins une partie de l’aube de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel qu’un composite à fibres de carbone. À titre d’exemple supplémentaire au moins une partie de l’aube de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un métal, tel qu’un métal à base de titane ou un matériau à base d’aluminium (tel qu’un alliage aluminium-lithium) ou un matériau à base d’acier. L’aube de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, l’aube de soufflante peut avoir un bord d’attaque protecteur, qui peut être fabriqué en utilisant un matériau qui est plus à même de résister à un impact (par exemple par des oiseaux, de la glace ou un autre matériau) que le reste de l’aube. Un tel bord d’attaque peut, par exemple, être fabriqué en utilisant du titane ou un alliage à base de titane. Ainsi, strictement à titre d’exemple, l’aube de soufflante peut avoir un corps à fibres de carbone ou à base d’aluminium (tel qu’un alliage aluminium-lithium) avec un bord d’attaque en titane. Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les aubes de soufflante peuvent s’étendre, par exemple dans une direction radiale. Les aubes de soufflante peuvent être reliées à la partie centrale de n’importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque aube de soufflante peut comprendre un élément de fixation qui peut venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu (ou disque). Strictement à titre d’exemple, un tel élément de fixation peut être sous la forme d’une queue d’aronde qui peut s’encocher dans et/ou venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu/disque afin de fixer l’aube de soufflante au moyeu/disque. À titre d’exemple supplémentaire, les aubes de soufflante peuvent être formées de manière solidaire à une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné comme disque à aubage ou couronne à aubage. N’importe quel procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou une telle couronne à aubage. Par exemple, au moins une partie des aubes de soufflante peut être usinée à partir d’un bloc et/ou au moins une partie des aubes de soufflante peut être reliée au moyeu/disque par soudure, telle qu’une soudure par friction linéaire. Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent être ou non pourvus d’une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varier l’aire de sortie de la conduite 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’aubes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps composite à fibres de carbone, il peut y avoir 16 ou 18 aubes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps métallique (par exemple, alliage aluminium-lithium ou de titane), il peut y avoir 18, 20 ou 22 aubes de soufflante. Tel qu’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 l’entièreté, ou une ou plusieurs parties, d’une phase de fonctionnement du moteur au sein d’une mission donnée d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. À ce titre, le ralenti au sol peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est stationnaire et au contact du sol, mais où il y a un besoin de roulage pour le moteur. Au ralenti, le moteur peut produire entre 3 % et 9 % de la poussée disponible du moteur. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 5 % et 8 % de la poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 7 % de la poussée disponible. Le roulage peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé le long du sol par la poussée produite par le moteur. Lors du roulage, le moteur peut produire entre 5 % et 15 % de la poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 12 % de la poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 7 % et 10 % de la poussée disponible. Le décollage peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. À un stade initial dans la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef est en contact avec le sol. À un stade ultérieur dans la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef n’est pas en contact avec le sol. Pendant le décollage, le moteur peut produire entre 90 % et 100 % de la poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 95 % et 100 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire 100 % de la poussée disponible. La montée peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. Lors de la montée, le moteur peut produire entre 75 % et 100 % de la poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 80 % et 95 % de la poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 85 % et 90 % de la poussée disponible. À cet égard, la montée peut se référer à une phase opérationnelle au sein d’un cycle de vol d’un aéronef entre le décollage et l’arrivée aux conditions de croisière, l’arrivée aux conditions de croisière définissant ainsi le début de la phase de croisière, ou d’une partie de celle-ci, du vol d’aéronef. En complément ou alternativement, la montée peut se référer à un point nominal dans, ou un ou plusieurs laps de temps nominaux 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 de poussée du moteur. Telles qu’utilisées ici, les conditions de croisière, qui peuvent définir la phase de croisière (ou une partie de celle-ci) du vol d’aéronef, ont une signification classique et seront facilement comprises par l’homme du métier. Dans certains exemples, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, des conditions de croisière peuvent se référer à un point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d’une mission donnée (qui peut être désignée dans l’industrie en tant que « mission économique ») d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, la mi-croisière peut être considérée comme le point dans un cycle de vol d’aéronef au niveau duquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian – en termes de temps et/ou de distance – entre la fin de la montée et le début de la descente). Les conditions de croisière peuvent donc définir un point de fonctionnement, une phase, ou une partie de celle-ci, du vol qui fournit une poussée qui assurerait le fonctionnement en régime stationnaire (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 stationnaire (c’est-à-dire le maintien d’une altitude au moins sensiblement constante et/ou d’un nombre de Mach au moins sensiblement constant) d’un aéronef auquel il est conçu pour être fixé, en tenant compte du nombre de moteurs 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 stationnaire, ou au moins un fonctionnement en régime sensiblement stationnaire, 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 tant que point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir – en combinaison avec des quelconques autres moteurs sur l’aéronef – un fonctionnement en régime stationnaire, ou au moins un fonctionnement essentiellement en régime stationnaire, de l’aéronef auquel il est conçu pour être fixé à un nombre de Mach à mi-croisière donné) aux conditions atmosphériques à mi-croisière (définies par l’atmosphère type internationale selon la norme ISO 2533 à l’altitude à mi-croisière). Pour un quelconque moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur aux conditions de croisière peut être clairement défini. Strictement à titre d’exemple, la vitesse avant à la condition de croisière peut être n’importe quel point dans la plage allant de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l’ordre de Mach 0,8, de l’ordre de Mach 0,85 ou dans la plage allant de 0,8 à 0,85. N’importe quelle vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie de la condition de croisière. Pour un certain aéronef, les conditions de croisière peuvent être à l’extérieur de ces plages, par exemple en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9. Strictement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale, ISA) à une altitude qui est dans la plage allant de 10 000 m à 15 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 400 m à 11 600 m (à peu près 38 000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage allant de 10 600 m à 11 400 m, par exemple dans la plage allant de 10 700 m (à peu près 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage allant de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage allant de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l’ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types à n’importe quelle altitude donnée dans ces plages. Strictement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,8 et des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale) à une altitude de 35 000 pieds (10 668 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est, bien entendu, dépendant du moteur et de son application prévue et peut être, par exemple, une valeur dans la plage allant de 20 kN à 40 kN. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,85 et des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est bien entendu dépendant du moteur et de son application visée et peut être, par exemple, une valeur allant de 35 kN à 65 kN. En cours d’utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner aux conditions de croisière définies ailleurs dans le présent document. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d’un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion. En outre, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement que l’une ou l’autre, ou les deux, parmi une descente et une approche se réfèrent à une phase de fonctionnement au sein d’un cycle de vol d’aéronef entre la croisière et l’atterrissage de l’aéronef, avec une approche en particulier faisant partie de la phase de l’atterrissage et de décollage (LTO). Pendant l’une ou l’autre ou les deux parmi la descente et l’approche, le moteur peut produire entre 0 % et 50 % de la poussée disponible. Dans d’autres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 25 % et 40 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 30 % et 35 % de la poussée disponible. En complément ou en variante, la descente peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol dʼaéronef entre le décollage et lʼatterrissage, où une diminution relative de lʼaltitude est requise, et qui peut nécessiter une demande de poussée réduite du moteur. Selon un aspect, on fournit un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L’aéronef selon cet aspect est l’aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être fixé. En conséquence, les conditions de croisière selon cet aspect peuvent correspondre à un point de fonctionnement, à une phase, ou à une partie de celle-ci, du vol de l’aéronef, tel que défini ailleurs ici. Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être à n’importe quelle condition appropriée, qui peut être telle que définie ailleurs ici (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach). Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut comporter (ou peut être) un fonctionnement à une condition appropriée quelconque, par exemple à la mi-croisière de l’aéronef, telle que définie ailleurs ici. L’homme du métier comprendrait que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l’un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué à tout autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, une quelconque caractéristique ou un quelconque paramètre contenu ou décrit ici peut être appliqué à un quelconque aspect et/ou associé à une quelconque autre caractéristique ou un quelconque autre paramètre contenu ou décrit ici. Sauf en cas d’exclusion mutuelle, un quelconque paramètre ou une quelconque valeur contenus ou décrits dans le présent document peuvent être appliqués et/ou combinés à un quelconque ou plusieurs paramètres et/ou valeurs contenus ou décrits ici. Par exemple, un premier paramètre ou une première valeur contenus ou décrits ici (par exemple, le paramètre A) peuvent être appliqués et/ou combinés avec l’un quelconque ou plusieurs autres paramètres et/ou valeurs contenus ou décrits ici (par exemple, l’un quelconque ou plusieurs parmi un paramètre B ; un paramètre C ; et un paramètre D, et ainsi de suite) pour exprimer un produit de leur relation. Par exemple, l’homme du métier comprendrait que lorsque le paramètre A est divulgué en séparation avec le paramètre B, un produit de leur relation peut être exprimé comme, par exemple, A/B, B/A, B*A, ou une quelconque autre application, combinaison ou fonction du paramètre A par rapport au paramètre B, selon le besoin. Des modes de réalisation vont maintenant être décrits à titre d’exemple uniquement, en référence aux Figures, sur lesquelles : la FIG. 1 est une vue latérale en coupe d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 2 est une vue latérale en coupe rapprochée d’une partie amont d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ; la FIG. 3 est une vue partiellement écorchée d’un réducteur pour un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 4 est une vue latérale en coupe rapprochée d’une partie amont d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ; la FIG. 5 est une représentation d’un aéronef avec un système de propulsion comportant deux moteurs à turbine à gaz ; la FIG. 6 est une représentation schématique d’un exemple de système de carburant ; la FIG. 7 est une représentation schématique d’un exemple de système de carburant alternatif comprenant une boucle de recirculation ; la FIG. 7 est une représentation schématique d’un autre exemple de système de carburant alternatif comprenant une boucle de recirculation et l’utilisation de carburant pour des systèmes auxiliaires ; la FIG. 7 est une représentation schématique d’un autre exemple de système de carburant alternatif similaire à celui montré sur la FIG. 7 mais où du carburant passant à travers l’échangeur de chaleur secondaire est renvoyé vers la chambre de combustion éventuellement après avoir été utilisé dans un ou plusieurs systèmes auxiliaires ; la FIG. 8 est une représentation schématique d’une partie d’un exemple de système de recirculation d’huile ; la FIG. 8 est une représentation schématique d’une partie d’un exemple de système de recirculation d’huile ; la FIG. 8 est une représentation schématique d’une partie d’un exemple de système de recirculation d’huile ; la FIG. 9 est une représentation schématique d’une partie d’un exemple de système de recirculation d’huile ; la FIG. 10 est une représentation schématique d’une partie de l’exemple de système de carburant de la FIG. 6 et de l’exemple de système de recirculation d’huile de la FIG. 8 ; la FIG. 11 est une représentation schématique d’une partie de l’exemple de système de carburant de la FIG. 7 et de l’exemple de système de recirculation d’huile de la FIG. 8 ; la FIG. 12 est une représentation schématique d’une partie de l’exemple de système de carburant de la FIG. 7 et de l’exemple de système de recirculation d’huile de la FIG. 8 ; la FIG. 13 illustre un exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 14 illustre un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 15 illustre un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 16 illustre un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 17 illustre un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 18 illustre un graphique de plages de transfert de chaleur en régime de croisière pour un moteur à turbine à gaz à entraînement direct. 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 écoulements d’air : un écoulement d’air de cœur A et un écoulement d’air de dérivation B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un cœur 11 qui reçoit l’écoulement d’air de cœur A. Le cœur de moteur 11 comprend, en série de flux axial, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine basse pression 19 et une tuyère d’échappement de cœur 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit une conduite de dérivation 22 et une tuyère d’échappement de dérivation 18. L’écoulement d’air de dérivation B s’écoule à travers la conduite de dérivation 22. La soufflante 23 est fixée à, et entraînée par, la turbine basse pression 19 par le biais d’un arbre 26 et d’un réducteur épicycloïdal 30. En cours d’utilisation, l’écoulement d’air de cœur A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire a lieu. L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L’équipement de combustion 16 peut être dénommé la chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d’être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une certaine poussée de propulsion. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un arbre d’interconnexion approprié 27. La soufflante 23 agit généralement pour communiquer une pression accrue à l’écoulement d’air de dérivation B s’écoulant à travers la conduite de dérivation 22, de telle sorte que l’écoulement d’air de dérivation B est évacué à travers la tuyère d’échappement de dérivation 18 pour fournir généralement la majorité de la poussée de propulsion. Le réducteur épicycloïdal 30 est une boîte de réduction. Un agencement donné à titre d’exemple pour un moteur à turbine à gaz à soufflante à engrenages 10 est montré sur la FIG. 2 . La turbine basse pression 19 (voir FIG. 1 ) entraîne l’arbre 26, qui est accouplé à une roue solaire, ou engrenage solaire, 28 de l’agencement d’engrenage épicycloïdal 30. Radialement vers l’extérieur de l’engrenage solaire 28 et s’engrenant avec celui-ci, il y a une pluralité d’engrenages satellites 32 qui sont accouplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 force les engrenages satellites 32 à changer d’orientation autour de l’engrenage solaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque engrenage satellite 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est accouplé par le biais de liaisons 36 à la soufflante 23 afin d’entraîner sa rotation autour de l’axe de moteur 9. Radialement vers l’extérieur des engrenages satellites 32 et s’engrenant avec ceux-ci, il y a un anneau ou couronne dentée 38 qui est accouplé, par le biais de liaisons 40, à une structure de support stationnaire 24. Il convient de noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu’ils sont utilisés ici peuvent être pris pour indiquer les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c’est-à-dire n’incluant pas la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés ensemble par l’arbre d’interconnexion 26 avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur (c’est-à-dire n’incluant pas l’arbre de sortie de réducteur qui entraîne la soufflante 23). Dans une certaine littérature, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent en variante être connus sous le nom de « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu’une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être désignée comme premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression. Le réducteur épicycloïdal 30 est montré à titre d’exemple de façon plus détaillée sur la FIG. 3 . Chacun parmi l’engrenage solaire 28, les engrenages satellites 32 et la couronne dentée 38 comprend des dents autour de sa périphérie pour s’engrener avec les autres engrenages. Cependant, pour la clarté, seules des parties données à titre d’exemple des dents sont illustrées sur la FIG. 3 . Il y a quatre engrenages satellites 32 illustrés, bien qu’il sera apparent au lecteur spécialiste que plus ou moins d’engrenages satellites 32 puissent être fournis dans le champ d’application de l’invention revendiquée. Des applications pratiques d’un réducteur épicycloïdal planétaire 30 comprennent généralement au moins trois engrenages satellites 32. Le réducteur épicycloïdal 30 illustré à titre d’exemple sur les Figures 2 et 3 est du type planétaire, en ce que le porte-satellites 34 est accouplé à un arbre de sortie par le biais de liaisons 36, avec la couronne dentée 38 fixe. Cependant, n’importe quel autre type approprié de réducteur épicycloïdal 30 peut être utilisé. À titre d’exemple supplémentaire, le réducteur épicycloïdal 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) dentée 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne dentée 38. À titre d’autre exemple alternatif, le réducteur 30 peut être un réducteur différentiel dans lequel la couronne dentée 38 et le porte-satellites 34 sont l’un et l’autre autorisés à tourner. On aura à l’esprit que l’agencement montré sur les Figures 2 et 3 est à titre d’exemple uniquement, et que diverses alternatives sont dans le champ d’application de la présente description. Strictement à titre d’exemple, n’importe quel agencement approprié peut être utilisé pour positionner le réducteur 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier le réducteur 30 au moteur 10. À titre d’exemple supplémentaire, les connexions (telles que les liaisons 36, 40 sur l’exemple de la FIG. 2 ) entre le réducteur 30 et d’autres parties du moteur 10 (telles que l’arbre d’entrée 26, l’arbre de sortie et la structure fixe 24) peuvent avoir n’importe quel degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d’exemple supplémentaire, n’importe quel agencement approprié des paliers entre des parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d’entrée et de sortie depuis le réducteur et les structures fixes, telles que le carter de réducteur) peut être utilisé, et la description n’est pas limitée à l’agencement donné à titre d’exemple de la FIG. 2 . Par exemple, lorsque le réducteur 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l’homme du métier comprendrait aisément que l’agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de paliers serait typiquement différent de celui montré à titre d’exemple sur la FIG. 2 . Ainsi, la présente description s’étend à un moteur à turbine à gaz ayant n’importe quel agencement de styles de réducteur (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d’agencement d’arbres d’entrée et de sortie, et d’emplacements de paliers. Éventuellement, le réducteur peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un surpresseur). D’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un autre nombre de compresseurs et/ou de turbines et/ou un autre nombre d’arbres d’interconnexion. À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz montré sur la FIG. 1 a une tuyère à flux divisé 18, 20 ce qui signifie que le flux à travers la conduite de dérivation 22 a sa propre tuyère 18 qui est indépendante de, et radialement à l’extérieur de, la tuyère de moteur de cœur 20. Cependant, ceci n’est pas limitant, et n’importe quel aspect de la présente description peut également s’appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers la conduite de dérivation 22 et le flux à travers le cœur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à flux mélangé. La ou les deux tuyères (qu’elles soient à flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une aire fixe ou variable. À titre d’exemple supplémentaire, d’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent ne pas avoir de réducteur pour le ou les arbres principaux, étant plutôt des moteurs à entraînement direct. Une vue en coupe d’un tel moteur est montrée sur la Figure 3B. En référence à la Figure 3B, 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 à haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine à haute pression 17, une turbine à pression intermédiaire 19a, une turbine à basse pression 19 et une tuyère d’échappement 20. Une nacelle 21 entoure le moteur 10 et définit à la fois l’admission 12 et la buse d’échappement 20. En cours d’utilisation, l’air entrant dans l’admission 12 est accéléré par la soufflante 23 pour produire deux écoulements d’air : un écoulement d’air de cœur A et un écoulement d’air de dérivation B. L’écoulement d’air de cœur A s’écoule dans le compresseur à pression intermédiaire 14, et l’écoulement d’air de dérivation B passe à travers une conduite de dérivation 22 pour fournir une poussée de propulsion. Le compresseur à pression intermédiaire 14 comprime l’écoulement d’air A avant de délivrer cet air au compresseur haute pression 15 où une autre compression a lieu. L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L’équipement de combustion 16 peut être dénommé la chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression, à pression intermédiaire et basse pression 17, 19a, 19 avant d’être évacués à travers la buse 20 pour fournir une poussée de propulsion supplémentaire. Les turbines haute pression 17, à pression intermédiaire 19a et basse pression 19 entraînent respectivement le compresseur haute pression 15, le compresseur à pression intermédiaire 14 et la soufflante 23, chacun par un arbre d’interconnexion approprié. D’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. À titre d’exemple, de tels moteurs peuvent avoir un nombre alternatif d’arbres d’interconnexion (par exemple deux) et/ou un nombre alternatif de compresseurs et/ou de turbines. En outre, le moteur peut comprendre un réducteur fourni dans la chaîne cinématique depuis une turbine à un compresseur et/ou une soufflante. Alors que l’exemple décrit se rapporte à un moteur à double flux, la description peut s’appliquer, par exemple, à n’importe quel type de moteur à turbine à gaz, tel qu’un rotor ouvert (dans lequel l’étage de soufflante n’est pas entouré par une nacelle) ou un turbopropulseur, par exemple. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre un réducteur 30. La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants de celui-ci, est définie par un système d’axes classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée sur l’axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction du bas vers le haut sur la FIG. 1 ) et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page sur la vue de la FIG. 1 ). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont mutuellement perpendiculaires. Le carburant F fourni à l’équipement de combustion 16 peut comprendre un carburant hydrocarboné à base fossile, tel que le kérosène. Ainsi, le carburant F peut comprendre des molécules d’une ou plusieurs des familles chimiques de n-alcanes, iso-alcanes, cycloalcanes et aromatiques. En complément ou alternativement, lorsqu’il est coupé avec, ou mélangé avec, ou remplacé par un carburant alternatif, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, autrement connu sous le nom de carburant d’aviation durable (SAF). Dans chacun des exemples fournis, le carburant F peut comprendre un ou plusieurs oligoéléments comportant, par exemple, du soufre, de l’azote, de l’oxygène, des substances inorganiques, et des métaux. SAF est compris par l’homme du métier pour se référer à, par exemple, un biocarburant, un carburant d’aviation renouvelable, un carburéacteur renouvelable, un carburant alternatif ou un biocarburant, produit à partir de ressources biologiques ou non biologiques. Le SAF est compris comme étant généralement synthétisé à partir de gaz contenant du carbone extraits de l’atmosphère et/ou capturés lors de processus industriels ; ou à partir d’un large éventail de matières premières durables telles que, par exemple, les huiles et graisses usagées ; les déchets municipaux solides ; les déchets cellulosiques (tels que les tiges de maïs) ; les cultures de couverture telles que la caméline, la carinata et le tabouret des champs ; les carburants alternatifs non biogènes ; le jatropha ; les halophytes et les algues, plutôt que les hydrocarbures d’origine fossile. Le SAF n’est pas compris comme englobant les carburants fossiles. Les performances fonctionnelles d’une composition de carburant donnée, ou 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 comportant des émissions de gaz et/ou de matières particulaires. À cet égard, des émissions de matières particulaires peuvent comporter des particules de suie créées par la combustion dudit carburant F, également connues sous le nom de particules non volatiles (nvPM). Une quelconque référence faite ici à la suie ou à la fumée peut également s’appliquer à d’autres types d’émissions de matière particulaires connues dans l’art. Les émissions gazeuses peuvent comporter l’un quelconque ou plusieurs parmi des oxydes d’azote (NOx) ; du monoxyde de carbone (CO) ; du dioxyde de carbone (CO 2 ) ; des hydrocarbures imbrûlés (UHC) ; des oxydes de soufre (SO), y compris, par exemple, du dioxyde de soufre (SO 2 ) et/ou du trioxyde de soufre (SO 3 ) ; et des composés organiques volatils (COV) créés par la combustion dudit carburant F. Une quelconque référence faite ici aux émissions gazeuses peut également s’appliquer à d’autres types d’émissions gazeuses connues dans l’art. 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 entre le nombre d’atomes d’hydrogène et le nombre d’atomes de carbone dans une molécule peut influencer l’énergie spécifique d’une composition donnée, ou mélange de combustible. Les carburants présentant des rapports supérieurs d’atomes d’hydrogène aux atomes de carbone peuvent avoir des énergies spécifiques plus élevées en l’absence de souche de liaison. Par exemple, les carburants hydrocarbonés à base fossile peuvent comprendre des molécules ayant environ 7 à 18 carbones, avec une partie significative d’une composition donnée issue de molécules de 9 à 15 carbones, avec une moyenne de 12 carbones. Un nombre de mélanges de carburant d’aviation durable ont été approuvés pour une utilisation. Par exemple, certains mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange allant jusqu’à 10 % de carburant d’aviation durable, tandis que d’autres mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange compris entre 10 % et 50 % de carburant d’aviation durable (le reste comprenant un ou plusieurs carburants hydrocarbonés à base fossile, tels que du kérosène), d’autres compositions étant en attente d’approbation. Cependant, il existe une prévision dans l’industrie aéronautique que des mélanges de carburant d’aviation durable comprenant jusqu’à (et y compris) 100 % de carburant d’aviation durable (SAF) seront finalement approuvés pour une utilisation. Les carburants d’aviation durables peuvent comprendre un ou plusieurs parmi des n-alcanes, des iso-alcanes, des cycloalcanes et des aromatiques, et peuvent être produits, par exemple, à partir dʼun ou 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 durables peuvent comprendre des teneurs en aromatique et/ou en soufre plus faibles, par rapport à des combustibles hydrocarbonés à base fossile. En outre ou en variante, des carburants d’aviation durable peuvent comprendre l’un et/ou l’autre parmi une teneur en iso-alcane et une teneur en cycloalcane plus élevées, par rapport à des carburants hydrocarbonés à base fossile. Dans certains exemples, des carburants d’aviation durables peuvent comprendre une densité comprise entre 90 % et 98 % de celle du kérosène et/ou un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % de celui du kérosène. Dans certains exemples, le(s) carburant(s) d’aviation durable(s), ou le(s) mélange(s) fourni(s) à l’équipement de combustion 16 peut(vent) avoir une teneur en aromatiques et/ou autre teneur non paraffinique relativement plus faible que celle du kérosène. Le carburant d’aviation durable peut comprendre 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 ou plage inclusive délimitée par ou dans deux quelconques 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 %, de 0,35 % à 0,55 %, ou de 0,035 % à 0,055 % ; en fonction d’une ou plusieurs préférences, du stock ou du fournisseur de carburant, et des variations de composition. Grâce au moins en partie à la structure moléculaire de combustibles aviation durable, 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 ; des NOx plus faibles ; et, des émissions de CO 2 inférieures, par rapport à des combustibles hydrocarbonés à base fossile (par exemple, lorsqu’ils sont brûlés dans l’équipement de combustion 16). Ainsi, par rapport aux combustibles hydrocarbonés à base fossile, tels que le kérosène, les carburants d’aviation durables peuvent conduire à l’une ou l’autre ou aux deux d’une diminution relative de la consommation spécifique de carburant, et d’une diminution relative des coûts de maintenance. Tel que représenté sur la FIG. 5 , un aéronef 1 peut comprendre de multiples réservoirs de carburant 50, 53 ; par exemple un réservoir de carburant primaire plus grand 50 situé dans le fuselage d’aéronef, et un réservoir de carburant plus petit 53a, 53b situé dans chaque aile. Dans d’autres exemples, un aéronef 1 peut ne comporter qu’un seul réservoir de carburant 50, et/ou les réservoirs de carburant d’aile 53 peuvent être plus grands que le réservoir de carburant central 50, ou aucun réservoir de carburant central ne peut être prévu (avec tout le carburant au lieu d’être stocké dans les ailes de l’aéronef) – on comprendra que de nombreux agencements de réservoir différents sont envisagés et que les exemples qui ont été illustrés sont prévus dans un souci de facilité de description et non destinés à être limitatifs. La FIG. 5 montre un aéronef 1 avec un système de propulsion 2 comprenant deux moteurs à turbine à gaz 10. Les moteurs à turbine à gaz 10 sont alimentés en carburant provenant d’un système d’alimentation en carburant à bord de l’aéronef 1. Le système d’alimentation en carburant de l’exemple illustré comprend une seule source de carburant. Au sens de la présente demande, le terme « source de carburant » signifie soit 1) un seul réservoir de carburant soit 2) une pluralité de réservoirs de carburant qui sont interconnectés fluidiquement. Chaque source de carburant est destinée à fournir une source distincte de carburant, c’est-à-dire qu’une première source de carburant peut contenir un premier carburant ayant une caractéristique ou des caractéristiques différentes de celles d’un second carburant contenu dans une seconde source de carburant. Les première et seconde sources de carburant ne sont donc pas accouplées fluidiquement l’une à l’autre de manière à séparer les différents carburants (du moins dans des conditions de fonctionnement normales). L’utilisation de multiples sources de carburant permet à un aéronef 1 de transporter de multiples carburants différents et de changer le carburant utilisé en cours de fonctionnement, et éventuellement même en croisière ou lors du passage d’un stade de fonctionnement à l’autre en cours de vol. Dans le présent exemple, la première (et, dans ces exemples, la seule) source de carburant comprend un réservoir de carburant central 50, situé principalement dans le fuselage de l’aéronef 1 et une pluralité de réservoirs de carburant d’ailes 53a, 53b, où au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile bâbord et au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile tribord pour l’équilibrage. Tous les réservoirs 50, 53 sont reliés fluidiquement dans l’exemple représenté, formant ainsi une seule source de carburant. Chacun parmi le réservoir de carburant central 50 et les réservoirs de carburant d’ailes 53 peut comprendre une pluralité de réservoirs de carburant interconnectés fluidiquement. Dans un autre exemple, les réservoirs de carburant d’ailes 53a, 53b peuvent ne pas être reliés fluidiquement au réservoir central 50, formant ainsi une seconde source de carburant séparée. À des fins d’équilibrage, un ou plusieurs réservoirs de carburant de l’aile bâbord peuvent être reliés fluidiquement à un ou plusieurs réservoirs de carburant de l’aile tribord. Cela peut se faire soit par le biais d’un réservoir de carburant central (si ce réservoir ne fait pas partie de l’autre source de carburant), soit en contournant le(s) réservoir(s) de carburant central(aux), soit les deux (pour une flexibilité et une sécurité maximales). Dans un autre exemple, la première source de carburant comprend des réservoirs de carburant d’ailes 53 et un réservoir de carburant central 50, tandis qu’une seconde source de carburant comprend un autre réservoir de carburant central séparé. L’interconnexion des fluides entre les réservoirs de carburant d’ailes et le réservoir de carburant central de la première source de carburant peut être fournie pour l’équilibrage de l’aéronef 1. Dans l’aéronef 1 avec de multiples sources de carburant, deux ou plusieurs des sources de carburant peuvent donc contenir des carburants différents les uns des autres, de sorte que l’aéronef 1 peut changer de carburant en cours de vol. Il peut donc être plus complexe de déterminer quel carburant est fourni à la chambre de combustion 16 que de simplement enregistrer une seule identité d’un carburant à bord de l’aéronef 1 ou de procéder à une vérification au moment du démarrage. Dans certains exemples, la répartition de réservoirs de carburant 50, 53 disponibles sur l’aéronef 1 peut être limitée de telle sorte que la première source de carburant et la seconde source de carburant sont chacune sensiblement symétriques par rapport à l’axe central d’aéronef. Dans des cas où une répartition asymétrique des réservoirs de carburant est autorisée, un moyen approprié de transfert de carburant est généralement fourni entre les réservoirs de carburant de la première source de carburant et/ou entre les réservoirs de carburant de la seconde source de carburant de telle sorte que la position du centre de masse de l’aéronef peut être maintenue dans des limites latérales acceptables pendant toute la durée du vol. Les aéronefs se ravitaillent généralement dans de multiples aéroports différents, par exemple au début et à la fin d’un vol long-courrier. Bien qu’il existe des normes auxquelles tous les carburants d’aviation doivent se conformer, comme mentionné ci-dessus, les différents carburants d’aviation ont des compositions différentes, par exemple en fonction de leur source (par ex. différentes sources de pétrole, biocarburants ou autres carburants d’aviation synthétiques (souvent décrits comme des carburants d’aviation durables – SAF), et/ou des mélanges de carburants à base de pétrole et d’autres carburants) et de quelconques additifs inclus (par exemple, des anti-oxydants et des désactivateurs de métaux, des biocides, des réducteurs d’électricité statique, des inhibiteurs de givrage, des inhibiteurs de corrosion) et de quelconques impuretés. La composition du carburant d’aviation disponible peut non seulement varier d’un aéroport à un autre et d’un fournisseur de carburant à un autre, mais aussi d’un lot à un autre, même pour un aéroport ou un fournisseur de carburant donné. En outre, les réservoirs de carburant 50, 53 de l’aéronef 1 ne sont généralement pas vidés avant d’être remplis pour un vol ultérieur, ce qui entraîne des mélanges de différents carburants dans les réservoirs – un carburant avec une composition différente résultant effectivement du mélange. Les inventeurs étaient conscients que, comme différents carburants peuvent avoir différentes propriétés, tout en restant conformes aux normes, la connaissance du(des) carburant(s) disponible(s) pour un aéronef 1 peut permettre une commande plus efficace et adaptée de l’aéronef 1, et plus spécifiquement du système de propulsion 2 de l’aéronef (c’est-à-dire le ou les moteurs à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1, ainsi que les commandes et les composants associés). La connaissance du carburant peut donc être utilisée comme un outil pour améliorer les performances de l’aéronef, de sorte que la détermination ou la surveillance de la composition de carburant peut présenter des avantages. En particulier, la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques du carburant à fournir à la chambre de combustion 16 – qu’il s’agisse d’un carburant provenant d’une source de carburant unique ou d’un mélange d’un ou de plusieurs carburants provenant de sources différentes, est donc importante pour déterminer le fonctionnement du moteur. Un élément clé de fonctionnement du moteur est la gestion de chaleur – la gestion de chaleur de moteur est principalement réalisée à l’aide de transfert de chaleur vers et depuis l’huile et le carburant dans le moteur, de sorte que la commande d’un système d’échange de chaleur 3000 – par exemple par la régulation de l’écoulement d’huile, la régulation de l’écoulement de carburant, et/ou la commande d’un ou plusieurs échangeurs de chaleur 1004, 1006, 2020, 2030 ou d’autres composants d’échange de chaleur d’autres manières – peut permettre d’optimiser les performances du moteur 10 pour un carburant avec des caractéristiques de carburant particulières. Telle qu’elle est utilisée ici, l’expression « caractéristiques de carburant » se réfère aux propriétés intrinsèques ou inhérentes du carburant, telles que la composition du carburant, et non à des propriétés variables telles que le volume ou la température. Une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées, et ces données utilisées pour ajuster la commande du moteur 10, et en particulier du système d’échange de chaleur 3000. Des exemples de caractéristiques de carburant comportent un ou plusieurs parmi : i. le pourcentage de carburant d’aviation durable (SAF) dans le carburant, ou une indication que le carburant est un carburant fossile, par exemple du kérosène fossile, ou que le carburant est un carburant SAF pur ; ii. des paramètres d’une distribution d’hydrocarbures dans le carburant, tels que : la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant, et éventuellement aussi / alternativement la teneur en hydrocarbures multi-aromatiques du carburant ; le rapport hydrogène/carbone (H/C) du carburant ; des informations de composition en % pour certains ou tous les hydrocarbures présents ; iii. la présence ou le pourcentage d’un élément particulier ou d’une espèce particulière, tel que : le pourcentage d’espèces contenant de l’azote dans le carburant ; la présence ou pourcentage d’une espèce de traceur ou d’un oligo-élément dans le carburant ; une teneur en naphtalène du carburant ; une teneur en soufre du carburant ; une teneur en cycloparaffines du carburant ; une teneur en oxygène du carburant ; iv. une ou plusieurs propriétés du carburant utilisé dans un moteur à turbine à gaz 10, telles que : un niveau d’émissions de matières particulaires non volatiles (nvPM) ou de CO 2 lors de la combustion ; un niveau de cokéfaction du carburant ; v. une ou plusieurs propriétés du carburant lui-même, indépendamment de son utilisation dans un moteur 10 ou de la combustion, telles que : une stabilité thermique du carburant (par exemple, la température de dégradation thermique) ; une stabilité thermique peut se voir attribuer une valeur numérique à une quelconque température en prenant l’inverse d’un taux de dépôt de produit de dégradation de carburant à la température donnée) ; et une ou plusieurs propriétés physiques telles qu’une densité, une viscosité, un pouvoir calorifique, une température de congélation et/ou une capacité thermique. La ou les caractéristiques du carburant à déterminer peuvent être choisies en fonction des propriétés du carburant les plus pertinentes pour les modifications qui peuvent être apportées au système d’échange de chaleur 3000. La détermination de caractéristiques de carburant peut comporter l’obtention de caractéristiques de carburant d’un quelconque carburant déjà présent dans le réservoir de carburant 50, 53 avant le ravitaillement et une indication de la quantité de carburant restante, puis la combinaison de ces informations avec des informations concernant le nouveau carburant ajouté au réservoir 50, 53 lors du ravitaillement. L’obtention de caractéristiques de carburant d’un quelconque carburant déjà présent dans le réservoir de carburant 50, 53 avant le ravitaillement, et/ou l’obtention de caractéristiques de carburant d’un carburant fourni lors du ravitaillement, peut comprendre un ou plusieurs parmi : (i) la détection physique et/ou chimique d’une ou plusieurs particularités ou paramètres de la composition du carburant (ce qui peut permettre la détection directe des caractéristiques de carburant et/ou peut permettre la détermination de caractéristiques de carburant à l’aide des résultats de détection), et/ou la détection d’un ou plusieurs éléments ou composés traceurs ajoutés au carburant pour faciliter son identification (par exemple, un colorant) ; (ii) la récupération d’informations sur les caractéristiques de carburant à partir d’une mémoire ou d’une réserve de données intégrée ; et/ou (iii) la réception de données, par exemple à partir d’une entrée fournie dans une interface utilisateur, ou des données transmises à l’aéronef 1. Dans certains exemples, une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées pendant le fonctionnement de la turbine à gaz 10, par exemple en déduisant des caractéristiques de carburant du carburant fourni à la chambre de combustion 16 en fonctionnement à partir de mesures de performance du moteur, ou en réalisant une détection sur-site. Dans certains exemples, de multiples procédés différents peuvent être réalisés pour obtenir les caractéristiques de carburant – par exemple, différents procédés peuvent être utilisés pour des caractéristiques différentes, et/ou différents procédés peuvent être utilisés pour les mêmes caractéristiques à titre de contrôle. Par exemple, des données stockées ou autrement fournies sur les caractéristiques de carburant peuvent être comparées aux résultats de la détection chimique ou physique d’un ou plusieurs paramètres du carburant. En cas de non-concordance entre la caractéristique de carburant stockée et le paramètre détecté correspondant, une alerte peut être fournie. Des caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en détectant physiquement et/ou chimiquement une ou plusieurs particularités de la composition du carburant (par exemple, dans une unité d’essai hors-site, ou lorsque le carburant est transporté vers un réservoir de carburant sur-site, ou encore lorsqu’il est utilisé dans le moteur à turbine à gaz 10), ce qui permet la détection directe des caractéristiques de carburant ou la fourniture de données à partir desquelles elles peuvent être déterminées, comme indiqué ci-dessus, et/ou la détection d’un ou plusieurs éléments ou composés traceurs ajoutés au carburant pour faciliter son identification (par exemple, un colorant) ; ou en recevant des données, par exemple à partir d’une entrée fournie dans une interface utilisateur, ou des données transmises à l’aéronef, par exemple en scannant un code-barres associé à la livraison de carburant. Lorsqu’une détermination physique et/ou chimique est utilisée, les caractéristiques de carburant peuvent être détectées de différentes manières, à la fois directement (par exemple, à partir de données de capteur correspondant à la caractéristique du carburant en question) et indirectement (par exemple, par déduction ou calcul à partir d’autres caractéristiques ou mesures, ou par référence à des données d’un traceur spécifique détecté dans le carburant). Les caractéristiques peuvent être déterminées en tant que valeurs relatives par comparaison avec un autre carburant ou en tant que valeurs absolues. Par exemple, un ou plusieurs des procédés de détection suivants peuvent être utilisés : La teneur en aromatiques ou en cycloparaffines du carburant peut être déterminée sur la base de mesures du gonflement d’un composant de capteur fabriqué à partir d’un matériau d’étanchéité tel qu’un matériau d’étanchéité en nitrile. Des substances ou espèces à l’état de traces, présentes naturellement dans le carburant ou ajoutées pour servir de traceur, peuvent être utilisées pour déterminer des caractéristiques de carburant telles que le pourcentage de carburant d’aviation durable dans le carburant ou le fait que le carburant soit du kérosène. Des mesures du mode vibratoire d’un cristal piézoélectrique exposé au carburant peuvent être utilisées comme base à la détermination de diverses caractéristiques de carburant, y compris la teneur en aromatiques du carburant, la teneur en oxygène du carburant et la stabilité thermique ou le niveau de cokéfaction du carburant – par exemple en mesurant l’accumulation de dépôts de surface sur le cristal piézoélectrique, ce qui entraînera un changement de mode vibratoire. Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en recueillant des paramètres de performance du moteur à turbine à gaz 10 pendant un premier laps de temps de fonctionnement (tel que pendant le décollage), et éventuellement aussi pendant un second laps de temps de fonctionnement (par exemple pendant la croisière), et en comparant ces paramètres recueillis aux valeurs attendues si l’on utilise un carburant dont les propriétés sont connues. Diverses caractéristiques de carburant, y compris la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant, peuvent être déterminées sur la base de mesures de capteur de la présence, de l’absence ou du degré de formation d’une traînée de condensation par la turbine à gaz 10 pendant son fonctionnement. Les caractéristiques de carburant, y compris la teneur en hydrocarbures aromatiques, peuvent être déterminées sur la base d’une mesure de spectroscopie UV-Vis réalisée sur le carburant. Diverses caractéristiques de carburant, y compris la teneur en soufre, la teneur en naphtalène, la teneur en hydrogène aromatique et le rapport hydrogène/carbone, peuvent être déterminées en mesurant des substances présentes dans les gaz d’échappement émis par le moteur à turbine à gaz 10 au cours de son utilisation. Le pouvoir calorifique du carburant peut être déterminé pendant le fonctionnement de l’aéronef 1 sur la base de mesures prises lorsque le carburant est brûlé – par exemple à l’aide du débit de carburant et de la vitesse d’arbre ou du changement de température dans la chambre de combustion 16. Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en effectuant un changement opérationnel destiné à affecter le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10, et en détectant une réponse au changement opérationnel ; et en déterminant les une ou plusieurs caractéristiques du carburant sur la base de la réponse au changement opérationnel. Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées par rapport aux caractéristiques de carburant d’un premier carburant en remplaçant le premier carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10 par un second carburant, et en déterminant les une ou plusieurs caractéristiques de carburant du second carburant sur la base d’un changement dans une relation entre T30 et l’une parmi T40 et T41 (la relation indiquant l’augmentation de température dans la chambre de combustion 16). Les caractéristiques peuvent être déterminées en tant que valeurs relatives par comparaison avec le premier carburant, ou en tant que valeurs absolues, par exemple à titre de référence à des valeurs connues pour le premier carburant. Tel qu’elles sont utilisées ici, T30, T40 et T41 et des quelconques autres pressions et températures numérotées, sont définies à l’aide de la numérotation de la station listée dans la norme SAE AS755 standard, en particulier : T30 = Température totale de sortie du compresseur haute pression (HPC) ; T40 = Température totale à la sortie de la combustion ; T41 = Température totale à l’entrée du rotor de la turbine à haute pression (HPT). Toute approche appropriée connue dans l’art peut être utilisée, et la détermination des caractéristiques de carburant ne sera pas abordée plus avant ici. L’aéronef 1 peut donc comprendre un module 57 de détermination de composition de carburant destiné à déterminer au moins une caractéristique de carburant du carburant. La détermination peut être réalisée en obtenant une valeur à partir d’un stock de données (par exemple, à partir de données fournies à l’aéronef 1 lors du ravitaillement), ou en réalisant un ou plusieurs calculs basés sur des données fournies par un ou plusieurs capteurs ou d’autres composants de moteur, à l’aide de l’un quelconque des procédés décrits ci-dessus. Dans l’exemple de la FIG. 4 , un module 57 de détermination de composition de carburant est intégré à chaque moteur 10, là où le carburant entre dans le moteur 10. Dans d’autres mises en œuvre, le module 57 peut être situé différemment au sein du moteur 10 ou situé ailleurs sur l’aéronef 1, par exemple dans, sur ou à côté d’un réservoir de carburant 50, 53. Dans des mises en œuvre avec un module 57 de détermination de composition de carburant, le module 57 peut être destiné à fournir une sortie à un dispositif de commande de moteur électronique (EEC), ou le module 57 peut être fourni comme faisant partie d’un EEC. La ou les caractéristiques de carburant déterminées par le module 57 de détermination de composition de carburant peuvent donc être utilisées pour influencer la commande du moteur 10. Un dispositif de commande spécialisé 58 peut être fourni pour traiter la sortie du module 57 de détermination de composition de carburant et fournir des instructions de commande aux composants commandables de moteur sur la base des informations sur les caractéristiques de carburant. Dans d’autres mises en œuvre, la fonctionnalité de commande 58 peut être fournie par l’EEC et aucune unité ou aucun module distinct ne peut être fourni. Un exemple de système de carburant 1000 pour un moteur à turbine à gaz à entraînement direct 10, le système de carburant 1000 comprenant un trajet d’écoulement de carburant depuis le réservoir de carburant 50 vers la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1 est représenté schématiquement sur la FIG. 6 . Le système de carburant 1000 comprend à la fois le système d’alimentation en carburant 50, 1002 (qui fournit du carburant au moteur 10) et le système de gestion de carburant 1500 (qui fonctionne au sein du moteur 10) de l’aéronef 1. Le système de gestion de carburant 1500 a un rôle dans la gestion de température du carburant ainsi que l’écoulement de carburant, dirigeant le carburant par le biais d’un ou de plusieurs échangeurs de chaleur 1004, 1006 du système d’échange de chaleur du moteur 3000. Le système d’échange de chaleur 3000 comprend des parties du système de gestion de carburant 1500, ainsi que le système de recirculation d’huile 2000 (qui est décrit plus en détail ci-dessous). Le système d’échange de chaleur 3000 est le terme général utilisé pour les systèmes et les composants utilisés pour transférer de la chaleur entre des fluides (en particulier, l’huile et le carburant) au sein du moteur 10, et comprend des échangeurs de chaleur, des vannes, des conduites de raccordement et des composants associés, par exemple, des pompes, des appareils de réfrigération, etc. Pour revenir au système de carburant 1000, le carburant est pompé depuis le réservoir de carburant 50 vers le moteur à turbine à gaz 10 par une pompe d’alimentation en carburant basse pression 1002. Le carburant s’écoule alors à travers un échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 peut être qualifié d’échangeur de chaleur carburant-huile principal car le carburant s’écoulant à travers celui-ci peut être le trajet d’écoulement de carburant principal depuis le réservoir de carburant 50 vers la chambre de combustion 16. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 peut être qualifié d’échangeur de chaleur carburant-huile auxiliaire, ou d’échangeur de chaleur carburant-huile d’asservissement parce que le carburant s’écoulant à travers celui-ci peut être fourni aux systèmes auxiliaires ou aux mécanismes d’asservissement 33 de l’aéronef 1. De tels systèmes auxiliaires/mécanismes d’asservissement peuvent comporter, mais sans s’y limiter, un actionnement hydraulique à carburant ; un chauffage ; un système antigivre de nacelle ; des actionneurs de moteur ; et/ou une vanne asservie de refroidissement de carter de turbine (TCC). Seul le carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut être utilisé dans ces systèmes auxiliaires. Le carburant utilisé dans ces systèmes auxiliaires peut être renvoyé dans un réservoir de carburant pour recirculation ultérieure, ou être recombiné avec un autre carburant quittant l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et entrer dans la chambre de combustion. Le carburant qui passe à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 peut donc ne pas être fourni à la chambre de combustion dans certaines mises en œuvre, mais à la place renvoyé à un réservoir de carburant d’aéronef 50, éventuellement après utilisation dans des systèmes auxiliaires tels que des actionneurs hydrauliques à carburant. Le carburant qui passe à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 peut à la place être renvoyé le long du trajet d’écoulement de carburant principal entre le réservoir de carburant 50 et la pompe à carburant moteur 1003. On peut fournir plus ou moins d’échangeurs de chaleur carburant-huile dans d’autres mises en œuvre. Le système de gestion de carburant 1500 illustré est agencé de sorte que le carburant atteint l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 avant l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004. Après avoir quitté l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, le carburant passe alors à travers une pompe à carburant moteur 1003 et se déplace vers la chambre de combustion 16. La pompe à carburant moteur 1003 peut être qualifiée de pompe à carburant principale, et dans un système de gestion de carburant 1500 elle est positionnée en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 sont conçus de telle sorte qu’un écoulement d’huile est acheminé à travers chacun en plus de l’écoulement de carburant à travers celui-ci. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 sont conçus de telle sorte que de la chaleur peut être transférée entre l’huile et le carburant s’écoulant à travers ceux-ci. En fonctionnement standard du moteur 10, par exemple aux conditions de croisière, la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 est plus élevée que la température moyenne du carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, et la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 est plus élevée que la température moyenne du carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004. De cette manière, l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 sont chacun conçus pour transférer de l’énergie thermique d’un écoulement d’huile vers un écoulement de carburant s’écoulant à travers ceux-ci en fonctionnement. En général, au moins la majorité du carburant passe à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, et au moins une partie du carburant qui passe à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 passe également à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004. Les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006 peuvent donc être décrits comme étant en série l’un avec l’autre, par rapport à l’écoulement de carburant, et comme étant le long d’un trajet principal d’écoulement de carburant depuis le réservoir 50 vers la chambre de combustion 16. Toutefois, l’un ou l’autre ou chaque échangeur de chaleur 1004, 1006 peut être équipé d’une dérivation pour permettre à une partie du carburant d’éviter de passer à travers l’échangeur de chaleur respectif, par exemple sous la forme d’une conduite de dérivation de carburant 1005, comme illustré sur la FIG. 6 . Une vanne (non représentée) peut déterminer quelle proportion du carburant traverse l’échangeur de chaleur 1004 et quelle proportion traverse la conduite de dérivation 1005. Dans diverses mises en œuvre, une conduite de dérivation peut être fournie pour chaque échangeur de chaleur 1004, 1006, permettant à une partie du carburant d’éviter l’un ou l’autre ou les deux échangeurs de chaleur. En complément ou alternativement, une ou plusieurs conduites de dérivation 2005, 2005a peuvent être fournies pour l’huile pour l’un ou l’autre ou les deux échangeurs de chaleur carburant-huile 1004, 1006, permettant ainsi à une partie de l’huile d’éviter un ou plusieurs échangeurs de chaleur. Une vanne destinée à réguler l’écoulement d’un fluide à travers une conduite de dérivation 1005 peut être appelée vanne de dérivation. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 et l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 sont donc conçus de telle sorte qu’un écoulement d’huile est acheminé à travers chacun en plus de l’écoulement de carburant – la même huile s’écoule à travers l’un et puis l’autre dans la mise en œuvre décrite, bien qu’on aura à l’esprit que les différents systèmes à boucle d’huile peuvent alimenter chaque échangeur de chaleur dans d’autres mises en œuvre, et qu’ainsi une huile différente peut s’écouler à travers un échangeur de chaleur carburant-huile vers l’autre échangeur de chaleur carburant-huile. Dans l’exemple illustré sur la FIG. 6 , le système de carburant 1000 comprend en outre un capteur de température 1009 destiné à capter la température du carburant approchant ou atteignant la chambre de combustion 16. Le capteur de température 1009 est montré à côté d’une entrée de la chambre de combustion 16 dans l’exemple illustré, mais dans divers exemples, le capteur 1009 peut être placé n’importe où en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 ou de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire du côté carburant, de manière à fournir une mesure de température de carburant en différents points le long du trajet d’écoulement. Dans des moteurs à turbine à gaz 10 tels que ceux décrits ici, le carburant passe à travers des tuyères de pulvérisation de carburant avant d’entrer dans la chambre de combustion elle-même – ces tuyères peuvent être très sensibles à la dégradation thermique du carburant, entraînant des blocages dans les passages relativement étroits (par exemple, des fentes de dosage) ; le placement du capteur 1009 le plus près possible raisonnablement de l’entrée des tuyères est donc conseillé dans certaines mises en œuvre. De multiples capteurs de température 1009 peuvent être utilisés dans certaines mises en œuvre. Les un ou plusieurs capteurs de température 1009 sont destinés à fournir une sortie (données de température) à un dispositif de commande 58. La FIG. 7 montre un exemple de système de carburant alternatif 6000, comprenant un système d’alimentation en carburant et un système de gestion de carburant 6500 comprenant un trajet d’écoulement de carburant depuis le réservoir de carburant 50 vers la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1. Comme pour le système de carburant 1000, le carburant est pompé depuis le réservoir de carburant 50 par la pompe d’alimentation en carburant basse pression 1002. Le carburant s’écoule alors à travers un échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 avant d’atteindre une pompe à carburant moteur 1003, qui pompe le carburant le long de son trajet d’écoulement vers la chambre de combustion 16, éventuellement par le biais d’un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004. La régulation de l’écoulement de carburant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 peut être régulée par la vanne 1004a. Le système de carburant 6000 diffère du système de carburant 1000 en ce que le système de carburant 6000 comprend une vanne de recirculation 6010 située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et destinée à recirculé au moins une partie du carburant qui a quitté l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire en retour vers l’entrée 1006a de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, permettant un transfert de chaleur supplémentaire entre l’huile du système à boucle primaire et le carburant. La vanne de recirculation 6010 peut déterminer quelle proportion du carburant est recirculée, par le biais de la conduite de recirculation 6011 et quelle proportion continue plus directement vers la chambre de combustion 16. Dans l’exemple illustré, la vanne de recirculation 6010 est située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. Dans l’exemple illustré, la vanne de recirculation 6010 est positionnée en amont de la pompe à carburant moteur 1003. Une pompe de recirculation supplémentaire (non illustrée) peut être fournie dans certaines mises en œuvre où la vanne de recirculation 6010 est positionnée en amont de la pompe à carburant moteur 1003, pour fournir un gradient de pression positif. Une ligne de retour de carburant dans le réservoir (FRTT) peut être présente et contribuer également à la recirculation dans certaines mises en œuvre. La vanne de recirculation 6010 est agencée pour permettre à une quantité régulée de carburant d’être renvoyée à l’entrée 1006a de l’échangeur de chaleur primaire 1006, s’écoulant ainsi à travers l’échangeur de chaleur primaire 1006 de multiples fois avant d’atteindre la chambre de combustion 16. Il est envisagé que la vanne de recirculation pourrait être positionnée en aval de la pompe à carburant moteur 1003 dans des mises en œuvre alternatives. Dans de telles mises en œuvre, la vanne de recirculation 6010 serait destinée à permettre à une quantité régulée de carburant d’être renvoyée à l’entrée 1006a de l’échangeur de chaleur primaire 1006, s’écoulant ainsi à travers l’échangeur de chaleur primaire 1006 et de multiples fois avant d’atteindre la pompe 1003. Cette recirculation fournit un mécanisme permettant de réguler l’écoulement de carburant au sein du système de gestion de carburant 6500, ainsi qu’au sein du système d’échange de chaleur 3000, sans modifier l’écoulement de carburant du réservoir 50 vers le moteur 10. La recirculation peut être utilisée pour réguler le rapport de transfert de chaleur. Une conduite 6011, qui peut être qualifiée de conduite de recirculation car elle transporte du carburant d’un point le long du trajet principal d’écoulement à travers le moteur 10 jusqu’à un point antérieur le long de ce trajet d’écoulement de sorte que le carburant doit passer à travers la partie du trajet d’écoulement entre eux de nouveau, peut donc être fournie, menant de la vanne de recirculation à un point sur le trajet d’écoulement en amont de l’entrée 1006a à l’échangeur de chaleur primaire 1006. Dans certaines mises en œuvre, une conduite de recirculation 6011 et une conduite de dérivation 1005 peuvent être prévues pour tout échangeur de chaleur 1004, 1006 donné. Dans certaines mises en œuvre, la même conduite 1005, 6011 peut servir à la fois de conduite de recirculation et de conduite de dérivation - une ou plusieurs vannes peuvent être utilisées pour commander le sens de l’écoulement du fluide à travers celles-ci. La régulation du débit de carburant dans le système de carburant 6000 – par recirculation et/ou dérivation d’un ou plusieurs échangeurs de chaleur – peut contribuer à la gestion de chaleur (en influençant par exemple la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 ou de la pompe 1003, ou la quantité de chaleur transférée au carburant). Une partie de la commande du système d’échange de chaleur 3000 peut donc être la commande d’une ou plusieurs vannes régulant l’écoulement d’huile et/ou de carburant à travers une ou plusieurs conduites de recirculation et/ou de dérivation 6011, 1005. La régulation d’écoulement de carburant à travers les voies de conduite de recirculation 6011 peut être basée sur une mesure de température de carburant (par exemple, à l’aide d’un capteur de température au niveau d’un emplacement en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, éventuellement aussi à l’aide d’une mesure de température en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006). Un retour du carburant recirculé en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 peut permettre de réduire le transfert de chaleur de l’huile vers le carburant, ce qui permet d’amortir un dépassement transitoire qui pourrait autrement se produire au début de la phase de descente, par exemple lorsque la même quantité de chaleur est générée au sein du circuit d’huile, mais que l’écoulement de carburant est réduit, ce qui entraîne de manière générale un pic de température. L’ajustement d’écoulement de carburant à travers une conduite de recirculation 6011, par exemple, peut également être utile pour réduire le givrage, en faisant circuler du carburant qui a été préalablement chauffé pour réchauffer le système. La conduite de recirculation 6011 peut donc être utilisée de multiples façons pour améliorer la gestion thermique du moteur. La FIG. 7 illustre un exemple de système de carburant alternatif 7000 de celui montré sur la FIG. 7 . Le système de carburant 7000 est similaire au système de carburant 6000 montré sur la FIG. 7 mais diffère en ce qu’au moins une partie du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 est fournie à des mécanismes supplémentaires de moteur et/ou d’aéronef 7010, à la place de la chambre de combustion 16. Ces mécanismes 7010 peuvent comporter un ou plusieurs parmi un système antigivre de nacelle, des actionneurs, et/ou des systèmes de refroidissement de carter de turbine (TCC). Au moins une partie du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 est renvoyée au système d’alimentation en carburant (c’est-à-dire au réservoir de carburant 50 ou à la pompe d’alimentation en carburant 1002) ou en aval du système d’alimentation pour une redistribution (c’est-à-dire en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006). La partie de carburant renvoyée vers/en aval du système d’alimentation en carburant peut être régulée par une vanne 7011. Aucun carburant passant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 n’est envoyé vers la chambre de combustion 16 dans l’exemple de la FIG. 7 (au moins pas directement – on aura à l’esprit que le carburant renvoyé au réservoir de carburant 50 peut pénétrer de nouveau dans le moteur 10 plus tard, et peut ensuite être passé vers la chambre de combustion 16). La FIG. 7 illustre un autre exemple alternatif de système de carburant 7000a. Le système de carburant 7000a est similaire au système de carburant 7000 illustré sur la FIG. 7 et diffère en ce que la partie du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 renvoyée pour rejoindre l’écoulement de carburant principal à son approche de la chambre de combustion 16 après éventuellement avoir été fournie à un ou plusieurs mécanismes supplémentaires de moteur et/ou d’aéronef 7010 (qui peuvent être tels que décrits ci-dessus). Tout carburant non nécessaire pour ces systèmes auxiliaires 7010 peut être renvoyé directement au trajet principal d’écoulement de carburant/chambre de combustion 16. Au moins une partie du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 peut être renvoyée au trajet d’écoulement de carburant principal sans passer par les systèmes auxiliaires 7010 – la proportion dirigée vers les systèmes auxiliaires 7010 peut être ajustée sur la base du besoin et régulée avec une vanne 7011. Dans d’autres mises en œuvre, le carburant utilisé dans un ou plusieurs tels mécanismes supplémentaires d’aéronef 7010 peut alors être renvoyé vers un réservoir 50 plutôt qu’envoyé à la chambre de combustion 16. Le moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1 étant décrit comprend également un système d’huile à recirculation destiné à alimenter de l’huile pour lubrifier et éliminer de la chaleur d’une pluralité de composants. Dans la mise en œuvre étant décrite, et illustrée sur la FIG. 8 , le système de recirculation d’huile comprend un seul système à boucle d’huile fermée 2000. Dans d’autres mises en œuvre, le système de recirculation d’huile peut comprendre un système à boucle d’huile primaire 2000 et un système à boucle d’huile secondaire (non illustré), dont chacun est un système d’huile à boucle fermée. Le système à boucle d’huile secondaire peut fournir de l’huile à l’un ou aux deux parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire et éventuellement à des échangeurs de chaleur supplémentaires tels qu’un échangeur de chaleur air-huile. Dans la mise en œuvre illustrée, le système d’huile à boucle fermée 2000 comprend un réservoir d’huile 2002 adapté à contenir un volume d’huile. Dans certaines mises en œuvre, les gaz sont retirés de l’huile au sein du réservoir d’huile 2002 par un dégazeur. Une pompe d’alimentation 2004 est conçue pour pomper de l’huile du réservoir d’huile 2002 à l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1006. La température moyenne de l’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1006, aux conditions de croisière, est supérieure à la température moyenne de carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1006. Dans l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1006, l’énergie thermique est transférée de l’écoulement d’huile vers l’écoulement du carburant. De cette manière, la température moyenne de l’écoulement d’huile quittant l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 est inférieure à la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1006. De cette manière également, la température moyenne du carburant quittant l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 est supérieure à la température moyenne de carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1006. Depuis l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004, l’huile s’écoule alors vers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. Dans certaines mises en œuvre, l’huile peut s’écouler à travers un échangeur de chaleur air-huile (non représenté) entre l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 et l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. Dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, de l’énergie thermique est transférée de l’écoulement d’huile vers l’écoulement du carburant. De cette manière, la température moyenne de l’écoulement d’huile quittant l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 est inférieure à la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. De cette manière également, la température moyenne du carburant quittant l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 est supérieure à la température moyenne de carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. À partir de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, l’écoulement d’huile est ensuite acheminé à travers les composants de moteur 2006 que l’huile est destinée à refroidir et/ou lubrifier. L’huile sert de lubrifiant et de liquide de refroidissement au sein des composants de moteur 2006 et permet de gagner de la chaleur des composants de moteur 2006 au cours du procédé. Les composants de moteur 2006 peuvent comprendre une ou plusieurs chambres de palier. Depuis les composants de moteur 2006, l’huile est collectée dans le carter 2008. Une pompe de récupération 2010 est conçue pour pomper de lʼhuile du carter 2008 en retour dans le réservoir dʼhuile 2002. Les Figures 8B et 8C illustrent des systèmes à boucle d’huile alternatifs 2000b, 2000c. Dans le système à boucle d’huile 2000b de la FIG. 8 , l’huile s’écoule à travers un échangeur de chaleur air-huile pour le refroidissement avant l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire n’est pas présent dans ce système à boucle d’huile alternatif 2000b. La FIG. 8 illustre également des détails de l’échangeur de chaleur air-huile 2020 qui ne sont pas représentés sur d’autres figures pour des raisons de clarté, en indiquant notamment l’écoulement d’air avec des flèches en pointillés. L’échangeur de chaleur air-huile 2020 a une entrée d’air 2020a et une sortie d’air 2020b. L’entrée, ou admission, d’air 2020a peut être destinée à capter de l’air dans la conduite de dérivation 22 du moteur, en aval d’une aube de guidage de sortie de la soufflante 23. La sortie d’échappement/d’air 2020b de l’échangeur de chaleur peut être destinée à renvoyer de l’air dans la conduite de dérivation 22, en aval de l’entrée 2020a, ou directement dans l’atmosphère extérieure (par exemple, s’il est pourvu d’une tuyère de sortie dédiée). Une vanne 2022, appelée vanne d’air, est utilisée pour réguler le débit d’air à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020. Dans l’exemple illustré, la vanne d’air 2022 est placée au niveau ou près de l’entrée 2020a de l’échangeur de chaleur 2020, et peut donc être appelée vanne d’entrée d’air 2022. Dans d’autres mises en œuvre, la vanne d’air 2022 peut être placée au niveau ou près de la sortie 2020b de l’échangeur de chaleur 2020, et peut donc être appelée vanne de sortie d’air. L’une quelconque position appropriée pour la vanne 2022 peut être choisie, à condition que la vanne 2022 puisse être ajustée pour réguler un écoulement d’air à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020. Dans l’exemple étant décrit, la vanne d’air 2022 est ajustable en continu entre une position complètement fermée (aucun écoulement d’air à travers l’échangeur de chaleur) et une position complètement ouverte (écoulement d’air maximal à travers l’échangeur de chaleur). Dans d’autres exemples, la vanne d’air 2022 peut être ajustable entre une pluralité de positions distinctes à la place d’être ajustable en continu – par exemple, six, cinq, quatre, trois, ou deux positions différentes. Dans des mises en œuvre avec deux positions de vanne pour la vanne d’air 2022, ces positions peuvent être « ouverte » et « fermée » – la vanne 2022 peut être ouverte et fermée de manière répétée pour fournir un écoulement d’air à impulsion lorsqu’un niveau intermédiaire de refroidissement est souhaité dans certaines de telles mises en œuvre. La FIG. 8 montre un système de recirculation d’huile comprenant un système à boucle d’huile 2000c. Une voie d’écoulement d’huile principale passe à travers tous les échangeurs de chaleur 1004, 1006, 2020 dans cette boucle. Pour ajuster un écoulement d’huile à travers les échangeurs de chaleur, une ou plusieurs conduites de dérivation 2005, 2005a, 2005b sont fournies, avec des vannes de dérivation 2007, 2007a, 2007b utilisées pour faire varier un écoulement à travers lesdites conduites de dérivation. Un dispositif de commande 58 peut être utilisé pour gérer activement des écoulements de carburant et/ou d’huile à travers et autour des échangeurs de chaleur 1004, 1006, 2020. Le dispositif de commande 58 peut faire partie de, ou être fourni par, un EEC, ou peut être une unité séparée. La commande peut être automatisée, par exemple par un EEC. Dans d’autres mises en œuvre, des trajets de ramification vers différents échangeurs de chaleur pourraient être utilisés à la place. On aura à l’esprit que si une conduite de dérivation fournit techniquement un trajet d’écoulement parallèle alternatif, un trajet de ramification tel que décrit ici en référence à des écoulements parallèles est différent en ce que chaque route de ramification d’un agencement parallèle d’échangeurs de chaleur comprend un échangeur de chaleur, alors que la conduite de dérivation est simplement une conduite sans échangeur de chaleur (significatif) ou autre composant sur celle-ci. On aura à l’esprit qu’une combinaison d’agencements d’échangeurs de chaleur et conduites de dérivation peut être utilisée dans certaines mises en œuvre, et que la FIG. 8 (tous les échangeurs de chaleur en série, de multiples conduites de dérivation) peut être considérée comme illustrant une extrémité d’un spectre de conception. Dans une mise en œuvre alternative, un ou plusieurs des échangeurs de chaleur peuvent faire partie d’un système à boucle d’huile secondaire. Dans une mise en œuvre alternative, les échangeurs de chaleur peuvent être agencés en parallèle, moyennant quoi le système à boucle d’huile 2000 se ramifie en ramifications séparées avec deux ramifications séparées ou plus comprenant chacune un échangeur de chaleur. Le système à boucle d’huile 2000 illustré sur la FIG. 8 fournit une voie d’écoulement d’huile en série à partir d’un réservoir 2002, à travers une pompe à huile 2004, puis à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004, l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et ensuite l’échangeur de chaleur air-huile 2020, avant d’entrer dans les composants de moteur 2006 à refroidir et/ou lubrifier et ensuite d’être collectée dans un carter 2008 et ensuite pompée à nouveau dans le réservoir 2002 par une pompe à huile 2010. Les échangeurs de chaleur 1004, 1006, 2020 sont donc dans un agencement en série. L’ordre des échangeurs de chaleur 1004, 1006, 2020 peut être inversé de telle sorte que, par exemple, l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 se trouve après l’échangeur de chaleur air-huile 2020 dans des mises en œuvre alternatives. Le système à boucle d’huile 2000c illustré sur la FIG. 8 comprend trois conduites de dérivation d’huile 2005, 2005a, 2005b. La première conduite de dérivation 2005 est destinée à permettre à une partie de l’huile de contourner l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 et est commandée par une première vanne de dérivation 2007. La première conduite de dérivation 2005 prélève de l’huile en amont de l’entrée de l’échangeur de chaleur secondaire 1004, et la renvoie dans la voie d’écoulement d’huile principale en aval de l’échangeur de chaleur secondaire 1004 et avant l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur air-huile 2020. La deuxième conduite de dérivation 2005a est destinée à permettre à une partie de l’huile de contourner l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et est commandée par une seconde vanne de dérivation 2007a. La deuxième conduite de dérivation 2005a prélève de l’huile en amont de l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 2020, et la renvoie dans la voie d’écoulement d’huile principale en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 2020, avant que le trajet n’atteigne l’échangeur de chaleur air-huile 2020. La troisième conduite de dérivation 2005b prélève de l’huile en amont de l’entrée de l’échangeur de chaleur air-huile 2020, et la renvoie dans la voie d’écoulement d’huile principale en aval de l’échangeur de chaleur air-huile 2020, avant que le trajet n’atteigne des composants de moteur 2006. Dans des mises en œuvre du système à boucle d’huile primaire 2000 avec une seule conduite de dérivation d’huile 2005, la position choisie peut être celle de la troisième conduite de dérivation 2005b, de telle sorte qu’il y a une dérivation pour l’échangeur de chaleur air-huile 2020 et non pour l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006. Cela peut faciliter le transfert de la plus grande quantité possible en toute sécurité de chaleur de l’huile vers le carburant, et le maintien de l’efficacité thermique du moteur à un niveau élevé en réduisant la perte de chaleur dans l’environnement. La présence d’une conduite de dérivation 2005a sur l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 peut faciliter un ajustement rapide du rapport de transfert de chaleur s’il y a un risque qu’il chute plus bas que souhaité (par exemple, en fonction de caractéristiques déterminées de carburant, une limite inférieure pour le rapport significativement au-dessus de zéro peut être fixée). Les limites de température fixées peuvent être strictes pour certains carburants, en fonction de leurs caractéristiques. La présence d’une conduite de dérivation 2005, 2005a, 2020 sur tous les échangeurs de chaleur 1004, 1006, 2020 peut empêcher l’huile de devenir trop froide dans certaines conditions, pour éviter un risque de congélation de l’huile – on aura à l’esprit que cela peut être plus préoccupant dans des conditions de ralenti (par exemple, au démarrage ou au ralenti au sol, ou pendant la descente) par temps froid qu’en régime de croisière. Les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durable, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que des paramètres de transfert de chaleur en fonctionnement peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, dans des mises en œuvre qui manquent d’agencements parallèles d’échangeurs de chaleur (comme ceux utilisés dans les procédés décrits par rapport aux Figures 14 et 15), l’introduction d’une ou plusieurs conduites de dérivation d’huile avec des vannes commandables, et la mise en œuvre d’une commande minutieuse de ces vannes, peuvent permettre un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant peut être en mesure d’absorber plus de chaleur) et peuvent également améliorer l’efficacité thermique globale du moteur, moins de chaleur étant perdue dans l’environnement. Le système d’échange de chaleur commandable 3000, et en particulier une ou plusieurs vannes de dérivation commandables 2007, 2007’, 2007a, ont un rôle clé à jouer dans la gestion du rapport de transfert de chaleur dans de tels moteurs 10. En outre, bien que les conditions de croisière représentent généralement une proportion beaucoup plus importante du temps de fonctionnement d’un moteur d’aéronef, les inventeurs étaient conscients que le fonctionnement au ralenti est également important – étant donné que le débit massique de carburant est beaucoup plus faible au ralenti qu’en croisière, même une charge thermique relativement basse sur le carburant peut entraîner une forte augmentation de la température – l’utilisation de carburants non traditionnels peut donc avoir un effet encore plus grand sur les approches optimales de la gestion de la chaleur dans des conditions de ralenti. Des procédés répondant à ces deux scénarios de fonctionnement d’aéronefs sont abordés plus en détail en relation avec les Figures 14 et 15. Dans un échangeur de chaleur standard 1006, le facteur limitant fondamental du niveau de refroidissement fourni est la température du liquide de refroidissement (dans ce cas, le carburant) – la température de l’huile à la sortie de l’échangeur de chaleur 1006 ne peut pas être abaissée en dessous de la température du carburant entrant dans l’échangeur de chaleur 1006 (et la température du carburant ne peut pas non plus être élevée au-dessus de celle de l’huile entrant dans l’échangeur de chaleur), même si un débit effectivement infini de carburant ou d’huile était utilisé. L’équilibre des températures est la limite, telle que définie dans la deuxième loi de la thermodynamique. Dans certaines mises en œuvre, tel qu’il est illustré sur la FIG. 9 , un appareil à cycle de réfrigération 1007 est donc fourni. L’appareil à cycle de réfrigération 1007 est destiné à fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant, de telle sorte que la température de carburant est augmentée plus qu’elle ne le serait en passant simplement à travers l’échangeur de chaleur, et dans certains cas, elle est au-dessus de la température d’huile. L’appareil à cycle de réfrigération 1007 peut prendre la forme d’un circuit supplémentaire à boucle fermée avec un fluide réfrigérant, avec un évaporateur entre l’huile et le liquide réfrigérant (pour transférer de la chaleur de l’huile au liquide réfrigérant) et un condenseur entre le carburant et le liquide réfrigérant (pour transférer de la chaleur du liquide réfrigérant au carburant). L’appareil à cycle de réfrigération 1007 peut en complément comprendre une pompe, un compresseur et/ou un détendeur/compteur, et peut être réalisé selon une quelconque conception appropriée connue dans l’art. Une vanne d’huile peut réguler la quantité d’huile qui s’écoule dans l’appareil à cycle de réfrigération 1007, et une vanne de carburant peut réguler la quantité de carburant qui s’écoule à travers l’appareil à cycle de réfrigération 1007. L’appareil à cycle de réfrigération 1007 (et plus particulièrement sa pompe et/ou son compresseur, et éventuellement également le détendeur ou le compteur) est alimenté, généralement électriquement ou mécaniquement (par exemple, par le biais d’une liaison à un arbre rotatif), pour fournir ce transfert de chaleur supplémentaire et forcé. L’appareil à cycle de réfrigération 1007 est montré en association avec l’échangeur de chaleur carburant-huile principal (primaire) 1006 dans la mise en œuvre illustrée, fournissant ainsi un regain de la température de carburant après que le carburant a passé à travers les deux échangeurs de chaleur carburant-huile 1004, 1006, et refroidissant davantage l’huile du système d’huile 2000 avant qu’elle ne soit renvoyée aux composants de moteur 2006. Une conduite de dérivation ou de recirculation pour l’huile et/ou pour le carburant peut être fournie autour de l’appareil à cycle de réfrigération 1007 dans diverses mises en œuvre. La FIG. 10 montre schématiquement un exemple de système d’échange de chaleur 3000 comprenant le système d’huile à boucle fermée 2000 de la FIG. 8 et le système de carburant 1000 de la FIG. 6 . Les deux systèmes 1000, 2000 sont présentés ensemble pour illustrer les interactions entre les écoulements de carburant et d’huile à l’intérieur du moteur à turbine à gaz 10. L’écoulement de carburant est représenté avec des flèches noires épaisses et l’écoulement d’huile avec des flèches noires fines. La FIG. 11 montre schématiquement un exemple de système d’échange de chaleur alternatif 4000, comprenant le système d’huile à boucle fermée 2000 de la FIG. 8 et le système d’alimentation en carburant 7000a de la FIG. 7 . Les systèmes 7000a, 2000 sont essentiellement les mêmes que ceux illustrés sur les Figures 8A et 7A respectivement, l’écoulement de carburant représenté à nouveau avec des flèches noires épaisses et l’écoulement d’huile avec des flèches noires fines. Toutefois, la vanne de recirculation 6010 est située légèrement différemment de sur la FIG. 7 , à savoir en amont de la fourche dans le trajet d’écoulement de carburant vers l’échangeur de chaleur secondaire 1006, à la place d’être entre l’entrée de 1006a et la sortie de 1006b de cet échangeur de chaleur 1006. Ainsi dans la mise en œuvre illustrée sur la FIG. 11 , tout le carburant quittant la pompe 1003 s’écoule à travers la vanne de recirculation 6010, contrairement au mode de réalisation illustré sur la FIG. 7 . La proportion de carburant s’écoulant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 peut être régulée par la vanne 1004a. La méthodologie de régulation pour les vannes 1004a, 6010 peut être ajustée de manière appropriée. On aura à l’esprit que dans des mises en œuvre telles que celle illustrée sur la FIG. 7 , où du carburant s’écoulant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 est utilisé en tant que fluide de travail dans des systèmes auxiliaires et ensuite renvoyé à un réservoir 50, 53 au lieu d’être passé à la chambre de combustion 16, la ligne d’écoulement de carburant de l’échangeur de chaleur secondaire 1006 à la chambre de combustion 16 peut être remplacée par une ligne d’écoulement de carburant renvoyée vers le réservoir 50. Les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburants à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durables, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que le fonctionnement du moteur peut être optimisé pour ces différentes propriétés de carburant. Des carburants ayant un pouvoir calorifique supérieur tels que revendiqués peuvent également avoir une stabilité thermique plus grande, permettant au carburant d’absorber plus de chaleur, ce qui fournit un refroidissement d’huile amélioré et/ou des propriétés de combustion améliorées dans la chambre de combustion. La recirculation du carburant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 peut permettre au carburant de recevoir plus de chaleur de l’huile, augmentant la température de carburant et améliorant le refroidissement de l’huile. Une vanne de recirculation 6010 peut être située en aval de la pompe à carburant 1003, et peut donc fournir une flexibilité améliorée de l’écoulement de carburant. Un débit de carburant inférieur à la chambre de combustion 16 peut donc être fourni pour un carburant à pouvoir calorifique plus élevé, sans changer la vitesse de pompe, en augmentant plutôt la quantité de recirculation. La FIG. 12 montre schématiquement un exemple de système d’échange de chaleur alternatif 4500, comprenant le système d’huile à boucle fermée 2000 de la FIG. 8 et une partie du système d’alimentation en carburant 7000a de la FIG. 7 . À des fins de clarté, seul l’écoulement de carburant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 est montré. Dans les mises en œuvre ci-dessus, un ou plusieurs capteurs de température peuvent être fournis, par exemple destinés à capter une température de carburant à l’approche de la pompe à carburant 1003 ou de la chambre de combustion 16. Des données provenant des un ou plusieurs capteurs, éventuellement en combinaison avec d’autres données (par exemple, des caractéristiques de carburant telles que décrites ci-dessus) peuvent être utilisées par un dispositif de commande 58 du système d’échange de chaleur 3000 pour gérer des écoulements de carburant et/ou d’huile à travers et autour des échangeurs de chaleur 1004, 1006, 2020. Le dispositif de commande 58 peut faire partie de, ou être fourni par, un EEC, ou peut être une unité séparée. La commande peut être automatisée, par exemple par un EEC. Les inventeurs étaient conscients que, dans diverses mises en œuvre, la connaissance d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peut être utilisée pour adapter le fonctionnement du système d’échange à chaleur 3000 de manière à améliorer les performances du moteur 10, en tirant parti de propriétés qui varient entre les carburants d’aviation. Par souci de clarté et de concision, une seule vanne de dérivation 2007 et une conduite de dérivation correspondante 2005 sont référencées dans les procédés décrits ici. Comme indiqué par la mise en œuvre de la FIG. 12 , des mises en œuvre peuvent en fait comporter de multiples vannes de dérivation 2007, 2007a, 2007b, chacune ayant une conduite de dérivation associée 2005, 2005a, 2005b pour permettre à l’écoulement d’huile de contourner un ou plusieurs parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004, l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, et/ou l’échangeur de chaleur air-huile 2020. Lorsqu’une référence est faite à « la vanne de dérivation 2007 » ou à « la conduite de dérivation 2005 » dans l’exposé des procédés illustrés sur les Figures 13 à 17, il est fait référence à une ou plusieurs de la pluralité de vannes de dérivation 2007, 2007a, 2007b et aux conduites de dérivation associées 2005, 2005a, 2005b, en fonction de la combinaison d’échangeurs de chaleur qui peut être abordée. La FIG. 13 illustre un premier procédé 100 impliquant l’utilisation de la connaissance de caractéristiques de carburant pour déterminer une commande du système d’échange de chaleur 3000. Le procédé 100 comprend la détermination 102 d’au moins une caractéristique de carburant du carburant destiné à être brûlé par la chambre de combustion 16. Cette détermination 102 peut être réalisée par l’un quelconque des procédés décrits ci-dessus, éventuellement à l’aide d’un module 57 de détermination de composition de carburant. Le moteur 10 utilisé pour mettre en œuvre le procédé 100 comprend un échangeur de chaleur air-huile 2020 et un échangeur de chaleur carburant-huile 1006, une conduite de dérivation 2005 destinée à permettre à une proportion de l’huile de s’écouler au-delà de l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile ; et une vanne de dérivation 2007 destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée à travers la conduite de dérivation, et le procédé 100 comprend la commande 104 de la vanne de dérivation 2007 sur la base de l’au moins une caractéristique de carburant de manière à ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur aux conditions de croisière. Plus spécifiquement, pour les mises en œuvre décrites par rapport aux Figures 5 à 12 ci-dessus, le procédé 100 comprend la commande 104 de la vanne de dérivation 2007 du système d’huile 2000 aux conditions de croisière sur la base de l’au moins une caractéristique de carburant de manière à ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque conduite de dérivation 2005 du système à boucle d’huile 2000, régulant ainsi la quantité d’huile contournant l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, et la quantité contournant l’échangeur de chaleur air-huile 2020 et éventuellement la quantité contournant l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004. Dans des mises en œuvre avec différents agencements d’échangeurs de chaleur, par exemple un agencement parallèle d’échangeurs de chaleur à la place d’un agencement en série, la vanne de dérivation 2007 peut être remplacée par ou agir comme une vanne de modulation dirigeant un écoulement d’huile le long d’une ou plusieurs ramifications de l’agencement parallèle divisé, permettant ainsi de faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur de cette manière. Comme indiqué par la ligne en pointillés sur la FIG. 13 , ce procédé 100 peut éventuellement être répété. Dans certaines mises en œuvre, par exemple dans des mises en œuvre avec un seul carburant à bord de l’aéronef 1, le procédé 100 peut n’être réalisé qu’une seule fois au cours d’un cycle de vol – par exemple lors du ravitaillement. Dans d’autres mises en œuvre, cependant, par exemple dans des mises en œuvre avec de multiples sources de carburant, le carburant fourni à la chambre de combustion 16 peut varier dans le temps au cours d’un vol. La détermination 102 peut donc être réalisée plus d’une fois – par exemple : (i) une fois pour chaque source de carburant 50, 53 lors du ravitaillement / au début d’un vol dans des mises en œuvre avec de multiples sources de carburant dont seule l’une ou l’autre est utilisée à un quelconque moment donné (et la connaissance de là où la source de carburant est tirée peut entraîner la sélection de la caractéristique de carburant stockée appropriée) ; ou (ii) fréquemment au cours d’un vol, par exemple en réponse à un changement de la(des) source(s) de carburant (en notant que le carburant fourni à la chambre de combustion 16 peut être un mélange de carburants provenant de différentes sources, dans certaines mises en œuvre), ou à intervalles réguliers. La vanne de dérivation 2007 peut donc être destinée à dévier une partie fixe de l’écoulement d’huile à travers la conduite de dérivation 2005 lors du fonctionnement du moteur 10, la partie fixe étant déterminée au démarrage du moteur 10 sur la base de l’au moins une caractéristique de carburant déterminée (option (i) ci-dessus). Alternativement, la vanne de dérivation 2007 peut être destinée à dévier une partie variable de l’écoulement d’huile à travers la conduite de dérivation 2005 lors du fonctionnement du moteur 10 au cours d’un seul vol (option (ii) ci-dessus). La vanne de dérivation 2007 peut donc être commandée activement pour faire varier la proportion d’huile envoyée à travers la conduite de dérivation 2005 (et donc à travers chaque échangeur de chaleur 1004, 1006, 2020), en particulier dans des mises en œuvre où l’aéronef 1 transporte de multiples carburants différents dans différents réservoirs, et peut changer le carburant (ou le mélange de carburants) utilisé en cours de vol. La commande active de la vanne de dérivation 2007 peut être automatisée et mise en œuvre par un dispositif de commande 58 du système d’échange de chaleur 3000, qui peut être un dispositif de commande dédié ou faire partie d’un EEC plus général. Dans diverses mises en œuvre, la commande de la vanne de dérivation 2007 peut être à boucle fermée ou à boucle ouverte, en fonction de la disponibilité de mesures en ligne – en particulier, une approche à boucle fermée de la commande peut être préférée lorsque des données de rétroaction (par exemple, provenant de capteurs de débit d’huile) sont disponibles. Les inventeurs étaient conscients que des carburants ayant certaines caractéristiques de carburant peuvent accepter plus de chaleur que d’autres sans se décomposer, par exemple, en raison d’une capacité thermique plus élevée et/ou d’une stabilité thermique plus élevée, ou peuvent autrement bénéficier d’une température plus élevée (par exemple, pour l’efficacité de combustion du carburant). La commande adaptative du système d’échange de chaleur 3000 sur la base de la ou des caractéristiques de carburant déterminées permet donc une utilisation plus efficace de différents carburants, ainsi qu’un fonctionnement de moteur et un refroidissement d’huile plus efficaces. La ou les caractéristiques de carburant peuvent ne pas être les seules données prises en compte dans l’ajustement de la vanne de dérivation 2007 – par exemple, la température du carburant quittant l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006 ou entrant dans la chambre de combustion 16 peut également être prise en compte, ainsi que la tolérance à la chaleur de composants du système de carburant en aval de l’échangeur de chaleur 1006 (et éventuellement également de l’appareil à cycle de réfrigération 1007, lorsqu’il est présent). En présence d’un appareil à cycle de réfrigération 1007, la vanne de dérivation 2007, ou une autre vanne d’huile, peut réguler la quantité d’huile qui s’écoule à travers l’appareil à cycle de réfrigération 1007. Dans certaines mises en œuvre, toute l’huile passant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006, et éventuellement tout le carburant passant à travers cet échangeur de chaleur 1006, peut également passer à travers l’appareil à cycle de réfrigération 1007 – l’appareil à cycle de réfrigération 1007 peut toutefois ne pas être alimenté/fonctionnel pendant un peu de ce temps, et donc ne pas fournir une quelconque élévation de température. En fonction de l’adéquation de l’au moins une caractéristique déterminée de carburant, le procédé 100 peut comprendre l’utilisation de la vanne de dérivation 2007 pour effectuer une ou plusieurs des opérations suivantes : envoyer toute l’huile par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 (aucune par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile 2020) pendant un ou plusieurs laps de temps d’au moins 30 minutes en régime de croisière, de telle sorte qu’aucune chaleur n’est perdue dans l’environnement par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile pendant au moins certains laps de temps de fonctionnement en régime de croisière ; envoyer toute l’huile par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 (aucune par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile 2020) pendant au moins 15 % du temps total passé en régime de croisière, et éventuellement pendant au moins 20 % du temps total passé en régime de croisière ; envoyer au moins 95 % de l’huile par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 (pas plus de 5 % par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile 2020) pendant au moins 90 % du temps passé en régime de croisière, de telle sorte que très peu de chaleur, voire aucune, est perdue dans l’environnement par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile pendant au moins 90 % du fonctionnement en régime de croisière ; réguler l’écoulement d’huile de telle sorte qu’au moins 80 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière est transférée au carburant ; et/ou réguler l’écoulement d’huile de telle sorte que toute la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière est transférée au carburant pendant au moins 90 % du temps passé en régime de croisière ; et/ou réguler l’écoulement d’huile de telle sorte qu’entre 200 et 600 kJ, et éventuellement entre 200 et 500 kJ, de la chaleur de l’huile est transférée au carburant dans le système d’échange de chaleur 3000 aux conditions de croisière, par kilogramme de carburant. Dans certaines mises en œuvre, la chaleur transférée peut être dans la plage allant de 350 à 450 kJ/kg de carburant. L’adéquation de l’au moins une caractéristique déterminée de carburant peut être déterminée en comparant une ou plusieurs caractéristiques de carburant à une valeur seuil fixée pour les caractéristiques de carburant respectives. Par exemple, un carburant dont la teneur en SAF (%SAF) est au-delà de 60 %, 65 %, 70 %, 75 % ou 80 % peut être considéré comme adéquat pour une réduction du débit d’huile à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020 par comparaison avec des carburants d’aviation traditionnels. De multiples caractéristiques de carburant peuvent être examinées conjointement dans certaines mises en œuvre – par exemple avec un seuil plus faible pour une caractéristique de carburant lorsqu’une autre caractéristique de carburant se situe au sein d’une plage spécifique. Les caractéristiques de carburant peuvent être considérées indépendamment / isolément dans d’autres mises en œuvre. L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre une ou plusieurs parmi une stabilité thermique, une teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant, ou un pourcentage de carburant d’aviation durable dans le carburant, et les décisions relatives à la commande de la vanne de modulation peuvent être prises sur la base de la connaissance de cette au moins une caractéristique de carburant. Par exemple, à condition que les données de stabilité thermique indiquent que le carburant est stable en fonctionnement à des températures au-dessus de 160 ⁰C ou 170 ⁰C, la vanne de dérivation 2007 peut être commandée 104 de telle sorte qu’au moins 80 %, et éventuellement 90 à 100 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant. À titre d’exemple supplémentaire, à condition que le pourcentage molaire d’hydrocarbures aromatiques dans le carburant soit en dessous de 12 %, et éventuellement en dessous de 10 % ou en dessous de 5 %, au moins 80 %, et éventuellement 90 à 100 %, de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant. À titre d’exemple supplémentaire, à condition que la teneur en SAF du carburant soit au-delà de 50 %, et éventuellement au-delà de 75 %, la vanne de dérivation 2007 peut être commandée de telle sorte qu’au moins 80 %, et éventuellement 90 à 100 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant. À titre d’exemple supplémentaire, à condition que le pouvoir calorifique du carburant soit d’au moins 43,5 MJ/kg, au moins 80 %, et éventuellement 90 à 100 %, de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant. De manière générale, moins de chaleur peut être transférée à un carburant traditionnel si le pouvoir calorifique du carburant dépasse un seuil, car, pour les carburants à pouvoir calorifique plus élevé, le débit est généralement réduit pour atteindre le même niveau de poussée – le carburant dans l’échangeur de chaleur combustible-huile primaire 1006 peut donc subir une augmentation de température accrue en raison de son débit réduit si la quantité d’huile passant à travers l’échangeur de chaleur 1006 n’est pas réduite. Toutefois, de nouveaux carburants (par exemple les FAS), avec des stabilités thermiques plus élevées, ont également des pouvoirs calorifiques plus élevés dans de nombreux cas – l’augmentation de la température de carburant due à un débit plus faible peut donc être acceptable dans certains scénarios, et même un ajout de chaleur supplémentaire au-delà de cela peut également être possible. Cela démontre l’utilité de prendre en compte de multiples caractéristiques de carburant conjointement dans certaines mises en œuvre, à la place d’une seule caractéristique de carburant. Une quelconque mise en œuvre peut utiliser une seule, ou de multiples, caractéristiques de carburant. Un module de traitement peut être fourni, éventuellement comme faisant partie du module 57 de détermination des caractéristiques de carburant, et/ou comme faisant partie d’un moteur EEC général, pour prendre des décisions sur la commande de la vanne de modulation 2016 sur la base des données relatives aux caractéristiques du carburant, et éventuellement aussi sur d’autres données. Un moteur à turbine à gaz 10 pour un aéronef mettant en œuvre ce procédé 100 comprend un palier 2006 destiné à supporter l’arbre de soufflante, et un système à boucle d’huile 2000 destiné à fournir de l’huile au palier 2006. Le système d’échange de chaleur 300 du moteur 10 comprend un échangeur de chaleur air-huile 2020 à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile 2000 s’écoule, et un échangeur de chaleur carburant-huile 1006 à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent, de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant. Une vanne de dérivation 2007 est fournie, la vanne 2007 étant destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais d’une conduite de dérivation 2005 et de contourner ainsi un ou plusieurs des échangeurs de chaleur 1006, 2020. Le moteur 10 comprend également un module 57 de détermination de composition de carburant, agencé pour déterminer au moins une caractéristique de carburant agencé pour être brûlé par la chambre de combustion 16. La vanne de dérivation 2007 est destinée à être commandée sur la base de l’au moins une caractéristique de carburant, telle que déterminée par le module 57 de détermination de composition de carburant, de manière à ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de la conduite de dérivation 2005 (et donc la proportion d’huile s’écoulant à travers chaque échangeur de chaleur 1006, 2020) aux conditions de croisière. Un dispositif de commande 58 peut être fourni pour prendre et mettre en œuvre des décisions sur la base de la sortie du module 57 de détermination de composition de carburant. Les inventeurs étaient également conscients que l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durable, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que des paramètres de transfert de chaleur en fonctionnement peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile que les carburants traditionnels, sans augmenter significativement la cokéfaction. Cela peut permettre d’avoir un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant est en mesure d’absorber plus de chaleur) et peut également améliorer le rendement thermique global du moteur, avec moins de chaleur perdue dans l’environnement. Le système d’échange de chaleur commandable 3000 a un rôle clé à jouer dans la gestion du rapport de transfert de chaleur. En outre, bien que les conditions de croisière représentent généralement une proportion beaucoup plus importante du temps de fonctionnement d’un moteur d’aéronef, les inventeurs étaient conscients que le fonctionnement au ralenti est également important – étant donné que le débit massique de carburant est beaucoup plus faible au ralenti qu’en croisière, même une charge thermique relativement basse sur le carburant peut entraîner une forte augmentation de la température – l’utilisation de carburants non traditionnels peut donc avoir un effet encore plus grand sur les approches optimales de la gestion de la chaleur dans des conditions de ralenti. Les procédés 200, 300 des Figures 14 et 15 répondent à ces deux scénarios de fonctionnement d’aéronef. La FIG. 14 illustre un procédé 200 mettant en œuvre ces considérations aux conditions de croisière, et la FIG. 15 illustre un procédé 300 mettant en œuvre ces considérations au ralenti, par exemple, lors du démarrage de l’aéronef, de son fonctionnement à l’arrêt pendant l’embarquement, et du roulage (vers une piste ou un hangar, ou entre d’autres emplacements au sol), ou à certaines périodes du vol (par exemple, la descente). En examinant tout d’abord le procédé 200 à réaliser en régime de croisière, le procédé 200 est destiné à être réalisé dans un moteur à turbine à gaz à entraînement direct 10 comprenant un système à boucle d’huile 2000 destiné à fournir de l’huile aux composants de moteur 2006 ; et un système d’échange de chaleur 3000 comprenant un échangeur de chaleur air-huile 2020 à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant. Une conduite de dérivation 2005 est fournie, la conduite de dérivation 2005 étant destinée à permettre à une proportion de l’huile de s’écouler au-delà de l’échangeur de chaleur air-huile 2020 ou de l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006 ; et une vanne de dérivation 2007 destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée à travers la conduite de dérivation 2005. Le procédé 200 comprend la commande 202 du système d’échange de chaleur 3000 de telle sorte que, dans des conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0 à 0,67, et éventuellement dans la plage allant de 0 à 0,60, de 0 à 0,50, de 0 à 0,40, de 0 à 0,30, de 0 à 0,20, ou de 0 à 0,10. Un dispositif de commande 58 peut être fourni pour mettre en œuvre cette commande. On aura à l’esprit que même pour un moteur 10 spécifique fonctionnant avec un carburant fixé, il est habituel d’avoir une plage de valeurs pour ce rapport en régime de croisière en raison de conditions variables – par exemple, une limite supérieure de la plage peut s’appliquer par temps froid (conditions ISA-30) à basse altitude (régime de croisière : 35 000 pieds), avec une faible génération de chaleur dans le système d’huile, et une limite inférieure peut s’appliquer par temps chaud (conditions ISA+40) à haute altitude (croisière : 39 000 pieds), avec une forte génération de chaleur dans le système d’huile. Le procédé 200 peut comprendre en outre la réception de données 204 pour permettre de calculer ou de déduire le rapport de transfert de chaleur, par exemple, des données de température (de l’huile et/ou du carburant, en un ou plusieurs points autour d’un système à boucle d’huile 2000 ou d’une voie d’écoulement de carburant, et/ou éventuellement une température de réservoir de carburant ou une température de réservoir d’huile), et des données de débit de carburant. De telles données peuvent être reçues 204 par un dispositif de commande 58 et utilisées 206 pour ajuster la commande 202 du système d’échange de chaleur 3000 en régime de croisière, de manière à maintenir le rapport de transfert de chaleur à un niveau souhaité ou dans des limites souhaitées. Cette vérification et cet ajustement/cette correction 206 peuvent être effectués à intervalles réguliers, ou en réponse à des stimuli prédéterminés (par exemple, un changement de température ou de débit, ou un changement de fonctionnement du moteur ou d’altitude). Ces étapes 204, 206 peuvent alternativement être considérées comme faisant partie de la commande 202 du système d’échange de chaleur 3000 (c’est-à-dire, pas en tant qu’étapes séparées). Le procédé 200 peut également être destiné à utiliser d’autres informations, par exemple des données de température (d’huile, de carburant, et/ou de température ambiante d’un environnement autour de l’aéronef 1), des données de débit (d’huile et/ou de carburant), et/ou une ou plusieurs caractéristiques de carburant, afin de déterminer 206 les mesures de commande à prendre. L’étape de commande 202 du système d’échange de chaleur 3000 peut comprendre l’un quelconque, ou une quelconque combinaison, des exemples fournis pour l’étape de commande 104 du procédé 100 de la FIG. 13 , par exemple, en diminuant la quantité d’huile envoyée par le biais de l’au moins un échangeur de chaleur air-huile 2020 en augmentant la quantité d’huile envoyée par le biais de la conduite de dérivation 2005 lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop élevé, ou en ajustant la proportion d’huile et/ou de carburant envoyée par le biais d’une conduite de dérivation 1005 ou une conduite de recirculation 6011 respective. Dans des mises en œuvre où le moteur 10 comprend un appareil à cycle de réfrigération 1007, l’étape de commande 202 du système d’échange de chaleur 3000 peut comprendre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération 1007 pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant au-delà de celle transférée lors du passage à travers le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile 1004, 1006, dans certains cas de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. Dans de telles mises en œuvre, on peut obtenir une valeur plus faible pour le rapport de transfert de chaleur que dans des mises en œuvre sans appareil à cycle de réfrigération 1007 – par exemple, le rapport de transfert de chaleur en régime de croisière peut être inférieur ou égal à 0,40 et éventuellement inférieur ou égal à 0,38, et en outre éventuellement inférieur ou égal à 0,10 ou 0,05. Dans des mises en œuvre où il n’y a pas d’appareil à cycle de réfrigération 1007, ou lorsqu’un tel appareil est présent mais n’est pas utilisé, une valeur plus élevée du rapport de transfert de chaleur en régime de croisière peut être maintenue, par exemple supérieure à 0,38, et éventuellement supérieure à 0,40 ou 0,50. La température de carburant lorsqu’il atteint la chambre de combustion 16 peut également être prise en compte. Le procédé 200 peut comprendre la commande 202 du système d’échange de chaleur 2000 dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,2, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 soit d’au moins 160 ⁰C, ou dans la plage allant de 0 à 0,1 à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 soit d’au moins 180 ⁰C, ou dans la plage allant de 0 à 0,45 à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion soit d’au moins 140 ⁰C. Un ou plusieurs capteurs de température 1009 peuvent donc être utilisés, et leur(s) sortie(s) peut(peuvent) être prise(s) en compte lors du réglage de la commande 202 du système d’échange de chaleur 2000. Le procédé 200 peut également prendre en compte la nature du carburant – par exemple, si le carburant est ou comprend un carburant d’aviation durable (SAF). Par exemple, le rapport de transfert de chaleur en régime de croisière peut être maintenu dans la plage allant de 0 à 0,2 à condition que le carburant soit au moins à 70 % du SAF, ou de 0 à 0,1 à condition que le carburant soit au moins à 80 % du SAF. Une ou plusieurs caractéristiques de carburant – éventuellement déterminées par un module 57 de détermination des caractéristiques de carburant tel que décrit ci-dessus – peuvent donc également être utilisées ; les informations peuvent être prises en compte lors du réglage de la commande 202 du système d’échange de chaleur 2000. Dans certaines mises en œuvre, pas plus de 20 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière peut être transférée à l’air et le taux de transfert de chaleur d’huile à air peut être maintenu dans la plage allant de 0 à 100 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière. Dans certaines mises en œuvre, au moins 80 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant et le taux de transfert de chaleur d’huile à carburant peut être maintenu dans la plage allant de 110 à 200 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière. Les pourcentages de la chaleur totale transférée depuis l’huile dans le système d’échange de chaleur 3000 qui sont transférés au carburant (au lieu d’être transférés à l’air/à l’environnement) aux conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct 10 particulier sont représentés en fonction de la température limite de carburant à la FIG. 18 . La limite de température de carburant est la température la plus élevée jugée sûre pour le fonctionnement de l’aéronef pour ce carburant et ce moteur 10, et peut dépendre des caractéristiques de carburant, telles que la stabilité thermique, ainsi que de la tolérance à la chaleur de composants de moteur. Le graphique 3 représente une limite inférieure 4 (ligne pointillée noire) et une limite supérieure 5 (ligne pointillée noire) pour le % de chaleur transféré au carburant – les limites supérieure et inférieure 4, 5 tiennent compte des différents écoulements de carburant en croisière (qui dépendent entre autres de l’altitude, de la puissance nominale, etc.), de la variabilité de la génération de chaleur de moteur, de la température de carburant d’aéronef, de la température atmosphérique et d’autres variables. D’une manière générale, pour l’exemple de moteur 10 pour lequel ces données sont fournies, pour un carburant avec une limite de température de 120 ⁰C, la limite inférieure peut être de 20 % de la chaleur transférée au carburant, avec une limite supérieure de toute la chaleur perdue par l’huile étant transférée au carburant (100 %). Le graphique 3 représente également une ligne 6 (ligne continue grise) pour un transfert de chaleur typique au carburant avec une limite de température de carburant. Une valeur typique de % de chaleur transférée au carburant pour un carburant avec une limite de température de 120 ⁰C peut être de 60 % ; cette valeur peut être portée à 100 % pour les limites de température de carburant de 170 ⁰C et plus. Si la limite de température de carburant est égale ou supérieure à 260 ⁰C, toute la chaleur peut être transférée au carburant en croisière pendant toute la durée de la croisière, sans nul besoin de refroidissement à l’air, ce qui donne un rapport de transfert de chaleur de zéro. En passant maintenant au procédé 300 à réaliser au ralenti, le procédé 300 est encore destiné à être réalisé dans un moteur à turbine à gaz à entraînement direct 10 comprenant un système à boucle d’huile 2000 destiné à fournir de l’huile à des composants de moteur 2006 ; et un système d’échange de chaleur 3000 comprenant un échangeur de chaleur air-huile 2020 à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile 1006 à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant. Une vanne de modulation 2016 est encore fournie pour réguler la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification du système à boucle d’huile 2000. Une conduite de dérivation 2005 est fournie, la conduite de dérivation 2005 étant destinée à permettre à une proportion de l’huile de s’écouler au-delà de l’échangeur de chaleur air-huile 2020 ou de l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006 ; et une vanne de dérivation 2007 destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée à travers la conduite de dérivation 2005. Le procédé 300 comprend la commande 302 du système d’échange de chaleur 2000 de telle sorte que, lorsque l’aéronef 1 fonctionne aux conditions de ralenti, un rapport de transfert thermique de : est dans la plage allant de 0 à 1,5. Le rapport peut donc être plus élevé au ralenti qu’en régime de croisière. Le rapport peut être plus élevé au ralenti au sol qu’au ralenti en vol. Éventuellement, le procédé 300 peut comprendre le maintien du rapport de transfert de chaleur dans des conditions de ralenti, en dessous de 1,0, dans la plage allant de 0 à 0,60, de 0 à 0,50, de 0 à 0,40, de 0 à 0,30, de 0 à 0,20, ou de 0 à 0,10. Le procédé 300 peut comprendre en outre la réception de données 304 pour permettre de calculer ou de déduire le rapport de transfert de chaleur, par exemple, des données de température (de l’huile et/ou du carburant, en un ou plusieurs points autour d’un système à boucle d’huile 2000, 2000’ ou d’une voie d’écoulement de carburant, et/ou éventuellement une température de réservoir de carburant ou une température de réservoir d’huile), et des données de débit de carburant. De telles données peuvent être reçues 304 par un dispositif de commande 58 et utilisées 206 pour ajuster la modulation 202 du système d’échange de chaleur 2000 au ralenti, de manière à maintenir le rapport de transfert de chaleur à un niveau souhaité ou dans des limites souhaitées. Cette vérification et cet ajustement/cette correction 206 peuvent être réalisés à intervalles réguliers ou en réponse à des stimuli prédéterminés (par exemple, un changement de température ou de débit de carburant ou d’huile, ou un changement de fonctionnement d’aéronef, tel que le début du roulage). Ces étapes 304, 206 peuvent alternativement être considérées comme faisant partie de la commande 302 du système d’échange de chaleur 2000. Le procédé 300 peut également être destiné à utiliser d’autres informations, par exemple des données de température (d’huile, de carburant, et/ou de température ambiante d’un environnement autour de l’aéronef 1), des données de débit (d’huile et/ou de carburant), et/ou une ou plusieurs caractéristiques de carburant, afin de déterminer 206 les mesures de commande à prendre. L’étape de commande 302 du système d’échange de chaleur 2000 peut comprendre l’un quelconque, ou une quelconque combinaison, des exemples fournis pour l’étape de modulation 204 du procédé 200 de la FIG. 14 , par exemple, en augmentant la quantité d’huile envoyée par le biais de l’au moins un échangeur de chaleur air-huile 2020 lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop faible, ou en ajustant la proportion d’huile et/ou de carburant envoyée par le biais d’une conduite de dérivation 1005 ou une conduite de recirculation 6011 respective. Dans des mises en œuvre où le moteur 10 comprend un appareil à cycle de réfrigération 1007, l’étape de commande 302 du système d’échange de chaleur 2000 au ralenti peut comprendre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération 1007 pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant au-delà de celle transférée lors du passage à travers le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile 1006, dans certains cas de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. Dans de telles mises en œuvre, on peut obtenir une valeur plus faible pour le rapport de transfert de chaleur que dans des mises en œuvre sans appareil à cycle de réfrigération 1007 – par exemple, le rapport de transfert de chaleur au ralenti peut être inférieur ou égal à 0,40, et éventuellement inférieur ou égal à 0,30, 0,20, et en outre éventuellement inférieur ou égal à 0,10 ou 0,05. Dans des mises en œuvre où il n’y a pas d’appareil à cycle de réfrigération 1007, ou lorsqu’un tel appareil est présent mais n’est pas utilisé, une valeur plus élevée du rapport de transfert de chaleur peut être maintenue, par exemple dans la plage allant de 0,38 à 1,2. La température de carburant lorsqu’il atteint la chambre de combustion 16 peut également être prise en compte. Le procédé 300 peut comprendre la commande 302 du système d’échange de chaleur 2000 lors de fonctionnements au ralenti de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0,3 à 1,5, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 soit inférieure à 180 ⁰C, ou dans la plage allant de 0 à 0,3, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 soit égale ou supérieure à 180 ⁰C. Un ou plusieurs capteurs de température peuvent donc être utilisés, et leur(s) sortie(s) peut(peuvent) être prise(s) en compte lors du réglage de la commande 202 du système d’échange de chaleur 3000. Le procédé 300 peut, en complément ou alternativement, prendre en compte la nature du carburant – par exemple, si le carburant est ou comprend un carburant d’aviation durable (SAF). Une ou plusieurs caractéristiques de carburant – éventuellement déterminées par un module 57 de détermination des caractéristiques de carburant tel que décrit ci-dessus – peuvent donc également être utilisées ; les informations peuvent être prises en compte lors du réglage de la commande 302 du système d’échange de chaleur 3000. Dans certaines mises en œuvre, pas plus de 20 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière peut être transférée à l’air et le taux de transfert de chaleur d’huile à air peut être maintenu dans la plage allant de 0 à 180 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière. Dans certaines mises en œuvre, au moins 80 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant et le taux de transfert de chaleur d’huile à carburant peut être maintenu dans la plage allant de 100 à 300 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière. Au ralenti, un plus grand % de rejet de chaleur dans l’air est généralement utilisé qu’en régime de croisière et dans d’autres conditions de puissance de moteur plus élevée. Comme pour le procédé 200 décrit sur la FIG. 14 , dans certaines mises en œuvre, le système d’échange de chaleur 3000 comprend en outre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant, les voies à ramification étant destinées à renvoyer du carburant du système d’échange de chaleur 3000 à au moins un endroit différent le long d’un trajet principal de carburant depuis l’entrée de carburant dans le moteur à turbine à gaz 10 vers la chambre de combustion 16. La vanne peut être commandée sur la base de la rétroaction d’un ou plusieurs capteurs de température et/ou sur la base des caractéristiques de carburant. Le procédé 300 peut comprendre l’ajustement de l’écoulement de carburant le long de chaque ramification sur la base du rapport de transfert de chaleur et/ou de la température de carburant à la sortie du ou des échangeurs de chaleur 1004, 1006. Les inventeurs étaient également conscients que l’utilisation de carburants différents des carburants à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durable, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que les paramètres aux conditions de croisière peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées dans les échangeurs de chaleur carburant-huile 1004, 1006 que les carburants traditionnels. Cela peut améliorer le refroidissement de l’huile avant son retour au reste du moteur à turbine, et/ou améliorer le rendement de combustion du carburant. En utilisant le carburant pour absorber plus de chaleur de l’huile, plutôt que de s’appuyer sur le transfert de chaleur de l’huile vers l’environnement/air (par exemple, dans un échangeur de chaleur huile-air) on fournit un moteur à turbine plus performant thermiquement. En outre, le refroidissement amélioré de l’huile peut à son tour améliorer l’effet de refroidissement de l’huile sur les composants du moteur à travers lesquels elle s’écoule. La FIG. 16 illustre un exemple de procédé 400 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10. Le procédé 400 comprend les étapes consistant à : Étape 402 : fournir un carburant au moteur à turbine à gaz 10 par le biais du système de gestion de carburant 1500. Comme abordé par rapport à la Figure 6C, le système de gestion de carburant 1500 comprend un échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 destinés à transférer de la chaleur vers ou depuis le carburant, et comprend une partie d’un système d’échange de chaleur 3000. Une pompe à carburant moteur 1003 est positionnée en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1004 et en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1006. Le système de gestion de carburant 1500 est agencé de sorte que le carburant atteint l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 avant l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004. Étape 404 : commander le système d’échange de chaleur 3000 de manière à élever la température de carburant à au moins 120 °C à la sortie de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 aux conditions de croisière. La commande 404 du système d’échange de chaleur 3000 peut comprendre la régulation d’un écoulement de carburant à travers les échangeurs de chaleur – par exemple la recirculation d’une proportion variable du carburant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, et/ou le fait de permettre à une proportion variable du carburant de contourner l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. Alors que la FIG. 6 montre une mise en œuvre avec une conduite de dérivation 1005 mais aucune recirculation, et les Figures 7A à 7C montrent des mises en œuvre sans conduite de dérivation (au moins pas pour l’échangeur de chaleur primaire – les Figures 6A et 6C fournissent une route pour qu’une partie du carburant atteignant la chambre de combustion 16 contourne l’échangeur de chaleur secondaire alors que le reste du carburant passe à travers lui) mais avec une conduite de recirculation 6011, on aura à l’esprit qu’une ou plusieurs conduites de dérivation et/ou une ou plusieurs conduites de recirculation peuvent être fournies ensemble dans diverses mises en œuvre. En outre, dans certains systèmes, la direction d’écoulement au sein d’une même conduite peut être réversible de telle sorte qu’elle peut être utilisée comme une conduite de dérivation 1005 ou une conduite de recirculation 6011. On aura à l’esprit que les Figures sont fournies à titre d’exemple uniquement, et ne sont pas destinées à être limitatives. La commande 404 du système d’échange de chaleur 3000 peut comprendre la régulation d’un écoulement de carburant à travers les échangeurs de chaleur – par exemple le fait de permettre à une proportion variable du carburant de contourner l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 ou l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1006. Une ou plusieurs vannes ou pompes commandables, et éventuellement un ou plusieurs capteurs, peuvent être fournis en conséquence pour faciliter la régulation de l’écoulement de carburant. En complément ou alternativement, comme pour un écoulement de carburant, un écoulement d’huile peut être régulé à l’aide d’une ou plusieurs vannes de dérivation 2007 conçues pour réguler un écoulement à travers une ou plusieurs conduites de dérivation 2005, lorsqu’elles sont présentes, permettant à de l’huile de contourner un ou plusieurs échangeurs de chaleur 1004, 1006, 2020 au lieu de s’écouler à travers ceux-ci. L’huile peut également être recirculée dans certaines mises en œuvre, et/ou l’écoulement d’huile peut être ajusté en commandant une ou plusieurs pompes à huile. Une ou plusieurs vannes et/ou pompes commandables, et éventuellement un ou plusieurs capteurs, peuvent être fournis en conséquence pour faciliter la régulation de l’écoulement de l’huile. Un dispositif de commande 58 peut être utilisé pour gérer activement des écoulements de carburant et/ou d’huile à travers et autour des échangeurs de chaleur 1004, 1006, 2020. Le dispositif de commande 58 peut faire partie de, ou être fourni par, un EEC, ou peut être une unité séparée. La commande peut être automatisée, par exemple par un EEC. Le dispositif de commande peut recevoir des entrées d’un ou plusieurs capteurs de température 1009, et peut commander une ou plusieurs vannes (par exemple une vanne de recirculation 6010 ou une vanne de dérivation 2007), et/ou la pompe 1003, sur la base des données reçues. Une ou plusieurs pompes d’alimentation en huile et/ou pompes de récupération peuvent également être commandées par le dispositif de commande. L’écoulement du carburant peut être régulé à l’aide d’une vanne de recirculation 6010 telle que décrite ci-dessus. Alternativement ou en complément, un écoulement de carburant peut être régulé à l’aide d’une ou plusieurs conduites de dérivation 1005 (comme illustré sur la FIG. 5 ) destinées à permettre à une proportion du carburant d’éviter de passer à travers l’un ou l’autre ou les deux échangeurs de chaleur, et/ou en ajustant la division en % de carburant qui s’écoule directement vers la chambre de combustion 16 depuis l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 par opposition au % de carburant qui s’écoule de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire dans l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 (et éventuellement ensuite en retour pour rejoindre le carburant s’écoulant dans la chambre de combustion 16, en fonction de la mise en œuvre). Le chauffage du carburant à des températures plus élevées que précédemment utilisées peut améliorer le refroidissement de l’huile avant qu’elle ne soit renvoyée au reste du moteur à turbine, et/ou peut améliorer le rendement de la combustion du carburant. Le positionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 après la pompe à carburant moteur 1003 peut faciliter l’obtention de températures de carburant plus élevées sans compromettre la longévité de la pompe à carburant. Le système auxiliaire 7010 alimenté par l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 peut bénéficier de températures de carburant plus élevées que celles appropriées pour une utilisation dans la chambre de combustion 16 ou des composants à travers lesquels le trajet principal d’écoulement de carburant passe. À ce titre, il peut être souhaitable que la température du carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 soit plus élevée que celle de la température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16. En outre, comme illustré par la Figure 8, par exemple, de l’huile peut s’écouler à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 avant de s’écouler à travers les autres échangeurs de chaleur 1006, 2020 du système d’échange de chaleur 3000. À ce titre, la température d’huile peut être plus élevée lors du passage à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 que les autres échangeurs de chaleur 1006, 2020. La commande 404 du système d’échange de chaleur 3000 peut comprendre la commande d’une vanne de dérivation de carburant de manière à ajuster la proportion du carburant envoyée par le biais d’une conduite de dérivation de carburant 1005 et à ce titre réguler l’écoulement de carburant à travers chacun de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 aux conditions de croisière. La commande 404 du système d’échange de chaleur peut comprendre la commande de la vanne de dérivation d’huile 2007 de manière à ajuster la proportion de l’huile envoyée à travers par le biais d’une conduite de dérivation d’huile 2005 et à ce titre réguler l’écoulement d’huile à travers chacun de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 aux conditions de croisière. La commande 404 du système d’échange de chaleur 3000 peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur 3000 de manière à élever la température du carburant de telle sorte que la température de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur secondaire est dans la plage allant de 120 °C à 180 °C, dans la plage allant de 135 °C à 200 °C, 135 °C à 180 °C, 150 °C à 200 °C, 150 °C à 180 °C, 150 °C à 170 °C ou approximativement 120 °C, 130 °C, 140 °C, 150 °C, 160 °C ou allant jusqu’à 200 °C. Les inventeurs étaient conscients que le fait de permettre à des carburants inadaptés d’atteindre ces températures plus élevées pouvait être nuisible pour les performances du moteur, toutefois, et potentiellement même dangereux – une décomposition thermique excessive d’un carburant / dépôt peut provoquer des problèmes de sécurité en bloquant des passages et en provoquant un dysfonctionnement de composants (par exemple coinçage de vanne, et tuyères, orifices, vannes bloqués, etc.) ce qui pourrait entraîner une perte de commande de poussée. Le procédé 500 illustré sur la FIG. 17 est donc fourni comme une précaution de sécurité. Le procédé 500 illustré sur la FIG. 17 peut être réalisé dans un moteur à turbine à gaz 10 essentiellement tel que décrit pour les procédés précédentes concernant un écoulement d’huile, mais les une ou plusieurs vannes d’huile commandables 2007, 2007a, destinées à permettre de faire varier une proportion de l’huile de contourner (et par extension d’être envoyée par le biais de) au moins l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile 2020, l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire, sont remplacées par au moins une vanne d’huile ou d’air commandable 2007, 2007a, 2007b, 2022 destinée à faire varier au moins l’un parmi un débit d’huile et un débit d’air à travers au moins l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile 2020 et l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006. Une régulation d’écoulement d’air, ou d’écoulement d’huile, ou les deux, peut donc être fournie. Dans des mises en œuvre où une vanne d’air commandable 2022 est fournie (éventuellement en plus d’une vanne d’huile commandable 2007, 2007a, 2007b), le moteur peut nécessiter un capteur de température 1009 destiné à fournir une indication de température de carburant – éventuellement à l’entrée de la chambre de combustion 16. Plus généralement, le capteur 1009 peut être situé n’importe où en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 du côté carburant. Ce capteur de température 1009 est généralement situé au niveau ou près d’une entrée de la chambre de combustion 16, et plus spécifiquement près d’une entrée de tuyère de la chambre de combustion 16 de manière à capter la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion directement, bien qu’on aura à l’esprit que des variations de température de carburant entre la sortie de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et la chambre de combustion 16 sont susceptibles d’être faibles si l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 est contourné et calculables à partir de la connaissance du moteur 10 si la température de carburant à un emplacement différent du capteur 1009 est souhaitée. Dans certaines mises en œuvre où la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 est utilisée, le capteur 1009 peut être placé différemment et la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion peut être calculée sur la base de la sortie de température et de la connaissance du moteur 10. Le procédé 500 comprend la détermination 502 quant à savoir si la température de carburant a augmenté au-dessus d’un seuil fixé aux conditions de croisière, sur la base d’une sortie du capteur de température 1009. Par exemple, une comparaison directe peut être effectuée entre des données reçues du capteur de température 1009 et un ou plusieurs seuils de température enregistrés en mémoire. Cette détermination 502 peut donc être réalisée automatiquement, éventuellement par un dispositif de commande 58 (qui peut être ou comprendre un module de traitement dédié, ou peut être fourni par un EEC plus général). Le procédé 500 comprend en outre, en réponse à la détermination du fait que la température de carburant a augmenté au-dessus du seuil fixé aux conditions de croisière, la commande 504 de l’au moins une vanne 2007, 2007a, 2022 de manière à changer l’au moins un débit (débit d’air ou d’huile) à travers l’au moins un échangeur de chaleur 1004, 1006, 2020 comme il convient pour réduire la température de carburant. Par exemple, l’ajustement d’une vanne d’huile 2007, 2007a peut envoyer une plus grande proportion d’huile par le biais de conduites de dérivation 2005, 2005a pour passer l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et/ou l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 et la recombiner avec l’huile restante qui a traversé le(s) échangeur(s) de chaleur carburant-huile 1004, 1006 au niveau ou en aval de la sortie d’huile de cet échangeur de chaleur 1006, 1004, comme illustré sur la FIG. 12 . Dans une configuration parallèle (non illustrée), la réduction d’écoulement d’huile à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006 par une commande d’une vanne de modulation peut automatiquement augmenter un écoulement d’huile à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020 (à moins qu’une conduite de dérivation autour de l’échangeur de chaleur air-huile 2020 ne soit présente et utilisée pour compenser). Comme indiqué par la ligne en pointillés sur la FIG. 17 , ce procédé 500 peut être répété – des contrôles fréquents peuvent être privilégiés pour des raisons de sécurité, éventuellement selon une planification régulière, et/ou lorsqu’ils sont déclenchés par un changement de fonctionnement du moteur (par exemple, un changement d’altitude ou de demande de poussée). La vanne d’huile 2007, 2007a, ou la vanne d’air 2022 peut donc être commandée activement 504 pour faire varier le débit d’huile ou d’air à travers l’échangeur de chaleur respectif 1006, 2020. La commande active de la vanne 2007, 2007a, 2022 peut être automatisée et mise en œuvre par le dispositif de commande 58. Par exemple, une commande active de la vanne de dérivation 2007 associée à l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 peut être automatisée et mise en œuvre par un dispositif de commande 58 du système d’échange de chaleur 3000, qui peut être un dispositif de commande dédié ou une partie d’un EEC plus général. Dans diverses mises en œuvre, la commande d’une ou plusieurs des vannes 2007, 2007a, 2022 peut être à boucle fermée ou à boucle ouverte, en fonction de la disponibilité de mesures en ligne – en particulier, une approche à boucle fermée de la commande peut être préférée lorsque des données de rétroaction (par exemple, provenant de capteurs de débit d’huile) sont disponibles. Dans des mises en œuvre avec à la fois une vanne d’air 2022 et une vanne d’huile 2007, 2007a, un écoulement d’air à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020 peut être augmenté lorsque davantage d’huile est envoyée par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile 2020 ; l’augmentation peut être linéaire avec l’augmentation de débit d’huile. En termes de % d’écoulement d’air, l’augmentation peut être importante – par exemple allant de la vanne d’air 2022 étant complètement fermée à complètement ouverte, ou d’une première position avec 10 % du débit d’air maximum allant jusqu’à 90 % ou 100 % du débit d’air maximum lorsque la température de carburant est jugée trop élevée. Le procédé 500 peut comprendre, en réponse à la détermination 502 du fait que la température de carburant a augmenté au-dessus d’un seuil fixé aux conditions de croisière, la commande 504a de la vanne d’air 2022 de manière à envoyer plus d’air à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020 ainsi que la commande 504b de la vanne d’huile 2016, 2007 pour envoyer moins d’huile par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006. La commande/l’ajustement 504a de la vanne d’air 2022 peuvent être réalisés simultanément avec la commande/l’ajustement 504b de la vanne d’huile 2016, 2007. Dans certaines mises en œuvre, l’écoulement d’air à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020 peut ne pas être régulé activement. Dans de telles mises en œuvre, l’écoulement d’air est susceptible de changer naturellement à différentes conditions de fonctionnement sur la base du rapport de pression entre l’admission d’air 2020a d’échangeur de chaleur et la sortie / l’échappement d’air 2020b d’échangeur de chaleur. Dans cette configuration, de l’air continuera de s’écouler à travers les passages d’air de l’échangeur de chaleur air-huile 2020 même lorsque l’échangeur de chaleur air-huile 2020 sera complètement contourné du côté huile / lorsque le débit d’huile à travers l’échangeur de chaleur 2020 sera nul. Dans des mises en œuvre alternatives, une commande active de l’écoulement d’air à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020 est fournie. Par exemple, l’échangeur de chaleur air-huile 2020 et le(s) échangeur(s) de chaleur carburant-huile 1004, 1006 peuvent être en série, sans dérivation du côté huile de l’échangeur de chaleur air-huile 2020, mais avec une vanne d’air 2022 du côté air qui commande l’écoulement d’air (à la fois une vanne de dérivation d’huile 2007b et une vanne d’écoulement d’air 2022 peuvent être fournies dans d’autres mises en œuvre). Dans un tel agencement en série, l’échangeur de chaleur air-huile 2020 peut être en amont ou en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006 par rapport à l’écoulement d’huile. Dans des mises en œuvre avec un agencement en série, le fait d’avoir l’échangeur de chaleur air-huile 2020 en amont du ou des échangeurs de chaleur carburant-huile 1004, 1006 par rapport à l’écoulement d’huile (contrairement à sur la FIG. 12 ) peut aider à ne pas surchauffer le carburant – l’huile peut être refroidie autant que souhaité en augmentant un écoulement d’air jusqu’à un seuil prédéterminé. On pourra avoir à l’esprit que sans un mécanisme dédié pour entraîner activement un écoulement d’air, tel qu’un éjecteur gaz-gaz ou une soufflante dédiée, il existe à la quantité de l’huile qui peut être refroidie en un seul passage à travers l’échangeur de chaleur air-huile (c’est-à-dire, qu’une fois que la vanne d’air 2022 est complètement ouverte, aucun autre ajustement de commande ne peut être effectué pour augmenter le refroidissement en un seul passage à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020). L’huile peut être refroidie davantage en recirculant de l’huile à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020 avant qu’elle n’atteigne l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006. Dans certaines mises en œuvre, une conduite de dérivation d’huile 2005b et la vanne de commande correspondante 2007b peuvent être mises en œuvre pour l’échangeur de chaleur air-huile 2020 uniquement. Éventuellement, uniquement un débit d’huile à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020 peut être activement régulé dans le procédé 500 étant décrit. Dans diverses mises en œuvre : - Une conduite de dérivation 2005b est fournie du côté huile de l’échangeur de chaleur air-huile 2020 uniquement (pas de dérivation d’huile de l’échangeur de chaleur carburant-huile et pas de régulation active d’écoulement d’air) ; - Une conduite de dérivation 2005, 2005a, 2005b peut être fournie pour à la fois l’échangeur de chaleur air-huile 2020, l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 (pas de régulation active d’écoulement d’air) ; ou - Un débit d’air à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020 peut être régulable, et il peut ne pas y avoir de conduites de dérivation d’huile. En général, le fait d’avoir une régulation d’au moins un écoulement à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020 peut être jugé plus important que d’avoir une régulation de l’un ou l’autre écoulement à travers le(s) échangeurs de chaleur carburant-huile 1004, 1006. Une ou plusieurs conduites de dérivation d’huile 2005, 2005a et/ou une conduite de dérivation de carburant 1005 (et une vanne de commande correspondante) peuvent toutefois être fournies pour le(s) échangeur(s) de chaleur carburant-huile 1004, 1006 dans certaines mises en œuvre, éventuellement en plus d’une ou plusieurs autres vannes commandables. Une combinaison de régulation d’écoulement d’air et de régulation d’écoulement d’huile peut être mise en œuvre à la fois dans des agencements parallèles et en série, mais on aura à l’esprit que bien que toutes les diverses options de régulation puissent être utilisées ensemble, l’augmentation de la complexité et du nombre de composants, et par conséquent l’augmentation du poids du système d’échange de chaleur 3000 global, peuvent ne pas être souhaitables. La sélection d’un sous-ensemble des options de régulation peut donc être préférée dans de nombreuses mises en œuvre – par exemple, la régulation de l’écoulement d’air ou la régulation de l’écoulement d’huile peuvent être utilisées pour ajuster le transfert de chaleur au sein de l’échangeur de chaleur air-huile 2020, de sorte que la régulation des deux pour un échangeur de chaleur 2020 donné peut être jugée comme superflue. De manière similaire, dans des mises en œuvre où l’huile s’écoule à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020 avant l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006, un ajustement de température d’huile dans l’échangeur de chaleur air-huile 2020 (par régulation d’écoulement d’air et/ou d’huile dans cet échangeur de chaleur) peut être utilisé comme alternative à un ajustement d’écoulement d’huile à travers un ou plusieurs parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 ou l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 pour changer la quantité de chaleur transférée au carburant dans ledit ou lesdits échangeurs de chaleur carburant-huile 1004, 1006. En complément ou alternativement, dans des mises en œuvre où le système d’échange de chaleur 3000 comprend un appareil à cycle de réfrigération 1007 destiné à transférer de la chaleur supplémentaire de l’huile au carburant au-delà de celle transférée par l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004, le procédé 500 peut comprendre en outre la commande de l’appareil à cycle de réfrigération 1007 de manière à réduire la quantité de chaleur supplémentaire transférée au carburant en réponse à la détermination 502 du fait que la température de carburant a augmenté au-delà du seuil fixé aux conditions de croisière. Cette commande peut être réalisée en réduisant l’écoulement d’huile à travers l’appareil à cycle de réfrigération 1007, ou en réduisant la puissance de l’appareil à cycle de réfrigération 1007 (par exemple en réduisant le débit du fluide réfrigérant), ou en désactivant l’appareil à cycle de réfrigération 1007. Le seuil fixé pour la désactivation de l’appareil à cycle de réfrigération 1007 peut être inférieur au seuil fixé pour le changement d’un débit d’huile et/ou d’air à travers un échangeur de chaleur 1006, 2020. Le seuil fixé pour l’étape de commande 504 peut être dans la plage allant de 140 ⁰C à 300 ⁰C, et éventuellement de 200 ⁰C à 300 ⁰C, et en outre éventuellement de 250 ⁰C à 300 ⁰C. Par exemple, le seuil fixé peut être de 140 ⁰C, 150 ⁰C, 160 ⁰C, 170 ⁰C, 180 ⁰C, 190 ⁰C, 200 ⁰C, 210 ⁰C, 220 ⁰C, 230 ⁰C, 240 ⁰C, 250 ⁰C, 260 ⁰C, 270 ⁰C, 280 ⁰C, 290 ⁰C, ou 300 ⁰C. Le procédé 500 de certaines mises en œuvre comprend en outre la détermination 501 du seuil fixé, auquel la sortie de capteur de température est comparée. Cette détermination 501 peut être réalisée sur-site, et éventuellement en vol. La détermination 501 peut être ou comprendre le calcul d’une valeur seuil, ou l’identification d’une valeur seuil appropriée à partir d’un ensemble de valeurs seuils stockées en mémoire. Les inventeurs étaient conscients que la connaissance d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peut être utilisée dans la détermination 501 pour assurer la sécurité tout en tirant profit de propriétés qui varient entre des carburants d’aviation. La détermination 501 peut donc être basée sur au moins une caractéristique de carburant. L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre l’un quelconque des exemples abordés ci-dessus, par exemple une stabilité thermique du carburant, une teneur en azote du carburant, une teneur en soufre du carburant, et/ou une teneur en carburant d’aviation durable – SAF – du carburant (%SAF). L’au moins une caractéristique de carburant peut être déterminée par l’une quelconque ou plusieurs des approches abordées ci-dessus. L’étape de détermination 501 du seuil fixé peut comprendre l’augmentation du seuil fixé, éventuellement de manière linéaire, avec l’augmentation d’une stabilité thermique du carburant. Le seuil utilisé pour réguler la modulation de chaleur peut donc être augmenté de manière linéaire avec la stabilité thermique de carburant. La stabilité thermique est la température à laquelle le carburant commence à se dégrader et à former des dépôts qui peuvent provoquer des blocages et des dysfonctionnements de composants – on aura à l’esprit qu’il ne s’agit généralement pas d’un changement instantané lorsqu’une température donnée est atteinte ; les carburants d’aviation comprennent divers composants qui sont passibles de se dégrader à différentes températures, et le temps passé à haute température est également un facteur de dégradation de carburant. La valeur seuil peut être fixée sur la base de la comparaison d’un taux de dépôt maximal autorisé dû à une dégradation du carburant à la stabilité thermique du carburant en cours d’utilisation. Un carburant peut être considéré comme stable à une température donnée si son taux de dégradation est en-dessous d’un certain seuil à cette température. Le procédé 500 peut également comprendre une utilisation d’une horloge ou d’une minuterie, ou d’un capteur de débit de carburant – une température de carburant plus élevée peut être acceptable à un taux de pompage plus élevé, par exemple, car le carburant se déplaçant plus rapidement passera moins de temps à cette température avant d’être brûlé. Alternativement, ou en complément, le procédé 500 peut comprendre une utilisation d’un ou plusieurs capteurs de pression pour déterminer un débit de carburant. En mesurant une chute de pression à travers une taille d’orifice connue, un débit peut être déterminé. Alternativement ou en complément, l’étape de détermination 501 du seuil fixé peut comprendre l’augmentation du seuil fixé avec l’augmentation d’une teneur en SAF du carburant (éventuellement de manière linéaire), pour des carburants avec une teneur en SAF au-dessus de 70 %. Comme abordé ci-dessus, il a été constaté qu’une augmentation de %SAF mélangé avec un carburant d’aviation à base fossile augmentait la stabilité thermique, mais d’une manière non linéaire. Des seuils prédéterminés, distincts, basés sur un %SAF peut donc être favorisé à la place de changer continuellement le seuil fixé proportionnellement à une teneur en SAF, ou une relation plus complexe (non linéaire) mais continue peut être établie. Alternativement ou en complément, l’étape de détermination 501 du seuil fixé peut comprendre la diminution du seuil fixé avec l’augmentation de teneur en espèces hétéroatomiques du carburant (éventuellement de manière linéaire). Par exemple, il a été constaté que la stabilité thermique d’un Jet-A diminuait avec l’augmentation de la teneur en azote (la teneur en azote étant une mesure de la quantité d’espèces contenant de l’azote présentes). Il est connu que l’interaction d’espèces contenant du soufre et contenant de l’azote dans le carburant peut contribuer de manière importante aux taux de décomposition du carburant, de sorte qu’une considération de la composition du carburant par rapport aux multiples espèces hétéroatomiques peut être mise en œuvre pour prendre en compte ces interactions. Dans certaines mises en œuvre, en particulier dans des mises en œuvre où une mesure directe de stabilité thermique du carburant n’est pas disponible, de multiples caractéristiques de carburant peuvent être déterminées et utilisées dans des décisions sur une commande de vanne. Les une ou plusieurs caractéristiques déterminées de carburant peuvent être en effet traduites en une mesure de stabilité thermique. Il sera entendu que l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans s’écarter des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuelle, toute caractéristique peut être employée séparément ou en combinaison avec d’autres caractéristiques et la description s’étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d’une ou de plusieurs caractéristiques décrites ici. Procédé (400) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz (10) d’un aéronef, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant : un cœur de moteur (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14), une chambre de combustion (16) destinée à brûler un carburant, et un arbre de cœur (26) reliant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur (11) ; un arbre de soufflante ; au moins un palier (2006) destiné à supporter l’arbre de soufflante ; au moins un système auxiliaire (7010) destiné à utiliser une partie du carburant ; un système à boucle d’huile (2000) destiné à fournir de l’huile à l’au moins un palier ; et un système d’échange de chaleur (3000) comprenant : un échangeur de chaleur carburant-huile primaire (1006) à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et au moins essentiellement tout le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1004) à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et une partie du carburant s’écoulent, de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant, l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire étant destiné à fournir du carburant à l’au moins un système auxiliaire ; et une pompe à carburant (1003) destinée à pomper le carburant, dans lequel la pompe à carburant est située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire (1006) et en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1004) le long d’un trajet d’écoulement de carburant ; le procédé comprend en outre la commande (402) du système d’échange de chaleur (3000) de telle sorte que, dans des conditions de croisière, la température de carburant à la sortie du second échangeur de chaleur est dans la plage allant de 120 °C à 200 °C. Procédé (400) selon la revendication 1, dans lequel le procédé comprend la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de croisière, la température de carburant à la sortie du second échangeur de chaleur est dans la plage allant de 120 °C à 180 °C. Procédé (400) selon la revendication 1, dans lequel le procédé comprend la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de croisière, la température de carburant à la sortie du second échangeur de chaleur est dans la plage allant de 135 °C à 200 °C ; et éventuellement dans la plage allant de 135 °C à 180 °C. Procédé (400) selon la revendication 1, dans lequel le système d’échange de chaleur comprend en outre : une conduite de dérivation de carburant (1005) destinée à permettre à une proportion du carburant de contourner au moins l’un parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire ; et une vanne de dérivation de carburant destinée à permettre de faire varier la proportion du carburant envoyée à travers la conduite de dérivation de carburant ; dans lequel la commande du système d’échange de chaleur comprend la commande de la vanne de dérivation de carburant de manière à ajuster la proportion du carburant envoyée par le biais de chacun des échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire aux conditions de croisière. Procédé (400) selon la revendication 1, dans lequel le système d’échange de chaleur comprend en outre : une conduite de dérivation d’huile (2005) destinée à permettre à une proportion de l’huile de contourner au moins l’un parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire ; et une vanne de dérivation d’huile (2007) destinée à permettre de faire varier la proportion du carburant envoyée à travers la conduite de dérivation de carburant ; dans lequel la commande du système d’échange de chaleur comprend la commande de la vanne de dérivation d’huile de manière à ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chacun des échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire aux conditions de croisière. Procédé (400) selon la revendication 1, dans lequel, dans des conditions de croisière, le rapport de [Math. 1] est d’au moins 0,3. Procédé (400) selon la revendication 1, dans lequel, dans des conditions de croisière, le rapport de [Math. 2] est d’au moins 0,5. Procédé (400) selon la revendication 1, dans lequel, dans des conditions de croisière, le rapport de [Math. 3] est approximativement de 0,6. Procédé (400) selon la revendication 1, dans lequel le système d’échange de chaleur (3000) comprend en outre un appareil à cycle de réfrigération (1007), et le procédé comprend l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. Procédé (400) selon la revendication 1, dans lequel l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire sont agencés en série le long du système à boucle d’huile. Procédé (400) selon la revendication 1, dans lequel le système d’échange de chaleur comprend en outre au moins un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel l’huile du système à boucle d’huile s’écoule. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14) et un arbre de cœur (26) reliant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur ; et un réducteur (30) qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que celle de l’arbre de cœur ; un système à boucle d’huile (2000) destiné à fournir de l’huile au réducteur (30) ; et un système d’échange de chaleur (3000) comprenant : un échangeur de chaleur carburant-huile primaire (1006) à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et au moins essentiellement tout le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; et un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire (1004) à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et une partie du carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant, l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire étant destiné à fournir du carburant à l’au moins un système auxiliaire ; et une pompe à carburant (1003) destinée à pomper le carburant, dans lequel la pompe à carburant est située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire et en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire le long d’un trajet d’écoulement de carburant ; dans lequel le système d’échange de chaleur (3000) est destiné à être commandé de telle sorte que, dans des conditions de croisière, la température de carburant à la sortie du second échangeur de chaleur est dans la plage allant de 120 °C à 200 °C. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 12, dans lequel : la turbine (19) est une première turbine, le compresseur (14) est un premier compresseur, et l’arbre de cœur (26) est un premier arbre de cœur ; le cœur de moteur comprend en outre une seconde turbine (17), un second compresseur (15), et un second arbre de cœur (27) reliant la seconde turbine au second compresseur ; et la seconde turbine, le second compresseur, et le second arbre de cœur sont destinés à tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre de cœur. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 12, dans lequel le système d’échange de chaleur (3000) est destiné à être commandé de telle sorte que, dans des conditions de croisière, la température de carburant à la sortie du second échangeur de chaleur est dans la plage allant de 120 °C à 180 °C. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 12, dans lequel l’arbre de cœur (26) délivre un entraînement à la soufflante (23) directement, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur (10) est un moteur à turbine à entraînement direct.