FR 3130899 A1 20230623 FR 2213781 A 20221219 Un système de propulsion 2 pour un aéronef 1 comprend un moteur à turbine à gaz 10 ; une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52 agencés pour contenir des carburants différents à utiliser pour alimenter le moteur à turbine à gaz 10, où les carburants ont des pouvoirs calorifiques différents ; et un dispositif de gestion de carburant 214. Le dispositif de gestion de carburant 214 est agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52 et pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10 en fonctionnement en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz 10 de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée inférieure. Figure 10 PROPULSION D’AÉRONEF La présente divulgation se rapporte à des systèmes de propulsion d’aéronefs et à des procédés de fonctionnement d’aéronefs impliquant la gestion de carburants de différents types, y compris la détection des propriétés de carburants et des actions prises pour améliorer les performances d’aéronefs sur la base des données acquises, et à des procédés de modification d’aéronefs de manière à permettre la mise en œuvre de tels procédés. L’industrie aéronautique s’attend à ce que la tendance soit à l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs traditionnels à base de kérosène généralement utilisés à l’heure actuelle. Ces carburants peuvent avoir des caractéristiques de carburant différentes, par exemple avoir l’une et/ou l’autre parmi une teneur en composés aromatiques plus faible et une teneur en soufre plus faible, par rapport à des carburants hydrocarbonés à base de pétrole. Ainsi, il est nécessaire de tenir compte des propriétés de carburant à la lumière de la possibilité accrue de variation, et d’adapter la commande et la gestion des systèmes de propulsion d’aéronefs et des alimentations en carburant à ces nouveaux carburants. Selon un premier aspect, un procédé d’identification d’un carburant contenu dans un réservoir de carburant d’un aéronef et agencé pour alimenter un moteur à turbine à gaz de l’aéronef est prévu, le procédé étant exécuté par des circuits de traitement de l’aéronef et comprenant : l’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement ; la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant ajouté au réservoir de carburant lors du ravitaillement ; et le calcul d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant résultant dans le réservoir de carburant après le ravitaillement. Cette approche peut être qualifiée d’approche de sommation infinie active, étant donné que des mesures sont prises pour créer et mettre à jour en continu un enregistrement du carburant à bord d’un aéronef. Le procédé peut être exécuté pour chacun des multiples réservoirs de carburant de l’aéronef séparément, ou pour l’ensemble de carburant à bord de l’aéronef, quel que soit le réservoir dans lequel il se trouve. L’obtention de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement peut comprendre l’obtention de ces caractéristiques à partir d’un stockage informatique, la détection directe de ces caractéristiques ou la détermination de ces caractéristiques à partir d’autres paramètres détectés. L’étape d’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement peut comprendre la détection d’une ou plusieurs caractéristiques de la composition du carburant déjà présent dans le réservoir de carburant. L’étape d’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement peut comprendre l’obtention du résultat d’une détermination antérieure effectuée en utilisant le procédé d’identification d’un carburant décrit ci-dessus pour ce premier aspect. L’étape d’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement peut comprendre le maintien de données de caractéristiques de carburant actuelles en mettant à jour les caractéristiques de carburant du carburant présent dans le réservoir de carburant après chaque ravitaillement de l’aéronef. L’étape de détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant ajouté au réservoir de carburant lors du ravitaillement peut comprendre la lecture d’un code à barres associé au carburant fourni. Les caractéristiques de carburant peuvent être ou comprendre des paramètres d’une distribution d’hydrocarbures du carburant. Les caractéristiques de carburant peuvent être ou comprendre : i. le pourcentage de carburant d’aviation durable dans le carburant ; ii. la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant ; iii. la teneur en hydrocarbures multi-aromatiques du carburant ; iv. le pourcentage d’espèces contenant de l’azote dans le carburant ; v. la présence ou le pourcentage d’une espèce traceuse ou d’un élément de trace dans le carburant (par exemple, une substance à l’état de é »a intrinsèquement présente dans le carburant qui peut varier d’un carburant à l’autre et donc être utilisée pour identifier un carburant, et/ou une substance ajoutée délibérément pour agir en tant que traceur) ; vi. le rapport hydrogène sur carbone (H/C) du carburant ; vii. la distribution d’hydrocarbures du carburant ; viii. le niveau d’émissions de matières particulaires non volatiles (nvPM) lors de la combustion (par exemple lors de la combustion pour une conception de chambre de combustion donnée, dans des conditions de fonctionnement données) ; ix. la teneur en naphtalène du carburant ; x. la teneur en soufre du carburant ; xi. la teneur en cycloparaffines du carburant ; xii. la teneur en oxygène du carburant ; xiii. la stabilité thermique du carburant (par exemple la température de dégradation thermique) ; xiv. le niveau de cokéfaction du carburant ; xv. une indication que le carburant est un carburant fossile, par exemple du kérosène fossile ; et xvi. une ou plusieurs propriétés telles que la densité, la viscosité, le pouvoir calorifique et/ou la capacité calorifique. Le procédé peut comprendre en outre la détection chimique ou physique d’un ou plusieurs paramètres du carburant résultant dans le réservoir de carburant après le ravitaillement, et la vérification d’une ou plusieurs des caractéristiques de carburant calculées sur la base du ou des plusieurs paramètres détectés. 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 une vitesse d’arbre et un débit massique du carburant, à partir desquels un pouvoir calorifique (une caractéristique de carburant) peut être déterminé, ou les paramètres détectés peuvent être la densité de carburant et/ou la présence d’un traceur, qui sont toutes deux des caractéristiques de carburant. L’obtention de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement peut comprendre l’obtention de données de caractéristiques de carburant stockées. Le procédé peut en outre comprendre la détection chimique ou physique d’un ou plusieurs paramètres de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement, et la vérification de l’entrée à l’étape de calcul sur la base du ou des plusieurs paramètres détectés. Le procédé peut en outre comprendre la détermination chimique et/ou physique d’un ou plusieurs paramètres du carburant dans le réservoir de carburant, et l’utilisation des valeurs déterminées pour remplacer les caractéristiques de carburant stockées pour le carburant dans le réservoir de carburant. La détermination chimique et/ou physique d’un ou plusieurs paramètres du carburant dans le réservoir de carburant peut être effectuée par extraction d’un échantillon du carburant du réservoir de carburant pour un test en atelier. La détermination chimique et/ou physique d’un ou plusieurs paramètres du carburant dans le réservoir de carburant et l’utilisation des valeurs déterminées pour remplacer les caractéristiques de carburant stockées pour le carburant dans le réservoir de carburant peuvent être effectuées en réponse à un événement déclencheur, tel que : i. une durée seuil écoulée depuis une détermination chimique et/ou physique précédente du ou des plusieurs paramètres du carburant dans le réservoir de carburant ; ii. un nombre seuil d’événements de ravitaillement et/ou de vols atteints depuis une détermination précédente du ou des plusieurs paramètres du carburant dans le réservoir de carburant ; et/ou iii. un écart entre une ou plusieurs des caractéristiques calculées et un paramètre détecté dépassant un seuil. Le procédé peut en outre comprendre la commande du système de propulsion sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant calculées du carburant résultant dans le réservoir de carburant après le ravitaillement, par exemple comme décrit ci-dessous par rapport aux quatrième et cinquième aspects. Le procédé peut en outre comprendre la proposition ou l’initiation d’un changement du profil de vol sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant résultant dans le réservoir de carburant après le ravitaillement, par exemple comme décrit ci-dessous par rapport aux sixième et septième aspects. Selon un deuxième aspect, un procédé de commande du système de propulsion d’un aéronef est prévu, le système de propulsion comprenant un moteur à turbine à gaz et un réservoir de carburant agencé pour fournir du carburant au moteur à turbine à gaz, le procédé comprenant : l’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement ; la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant ajouté au réservoir de carburant lors du ravitaillement ; et le calcul d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant résultant dans le réservoir de carburant après le ravitaillement ; et la commande du système de propulsion sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant calculées du carburant résultant dans le réservoir de carburant après le ravitaillement. L’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement peut comprendre : (i) la détection d’une ou plusieurs caractéristiques de la composition du carburant déjà présent dans le réservoir de carburant ; ou (ii) l’obtention du résultat d’une détermination antérieure effectuée en utilisant le procédé du premier aspect. Selon un troisième aspect, un système de propulsion pour un aéronef est prévu, lequel système comprend : un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant éventuellement : un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal ; un réservoir de carburant agencé pour contenir un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz ; et un dispositif de suivi de composition de carburant agencé pour : stocker des données de caractéristiques de carburant actuelles, les données de caractéristiques de carburant comprenant une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant présent dans le réservoir de carburant ; obtenir une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant ajouté au réservoir de carburant lors du ravitaillement ; et calculer des valeurs mises à jour pour la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant dans le réservoir de carburant après le ravitaillement. Les valeurs mises à jour peuvent alors prendre la place des valeurs stockées, pour une utilisation dans des itérations futures des étapes effectuées par le dispositif de suivi de composition de carburant. Les données de caractéristiques de carburant peuvent être des données de composition de carburant, comprenant un ou plusieurs paramètres d’une distribution d’hydrocarbures du carburant. Selon un autre aspect, un support non transitoire lisible par ordinateur est prévu sur lequel sont stockées des instructions qui, lorsqu’elles sont exécutées par un processeur, amènent le processeur à exécuter le procédé des premier et/ou deuxième aspects. Le processeur peut être ou peut faire partie d’un Régulateur Électronique Moteur de l’aéronef. Selon un quatrième aspect, un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et un réservoir de carburant agencé pour fournir du carburant au moteur à turbine à gaz est prévu, le procédé comprenant : la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant agencé pour être fourni au moteur à turbine à gaz ; et la proposition ou l’initiation d’un changement d’un profil de vol de l’aéronef sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant. Des mises en œuvre de cet aspect peuvent donc permettre l’obtention d’avantages environnementaux (par exemple, une formation de traînée de condensation réduite ou adaptée) et/ou d’avantages opérationnels (par exemple, une meilleure efficacité de consommation de carburant) sur la base de la connaissance du carburant brûlé. Dans certains exemples, le procédé peut comprendre l’initiation automatique du changement du profil de vol sur la base des caractéristiques déterminées. Dans certains exemples, le procédé peut comprendre le fait d’informer un pilote du changement suggéré du profil de vol sur la base des caractéristiques déterminées et le fait de donner au pilote la possibilité de confirmer ou d’annuler le changement. Dans certaines mises en œuvre, l’un et/ou l’autre exemples peuvent être mis en œuvre en fonction de la nature du changement. La ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant peuvent comprendre au moins l’une des caractéristiques de carburant énumérées ci-dessus. Le changement du profil de vol sur la base des caractéristiques de carburant peut comprendre au moins l’un de ce qui suit : (i) un changement de l’altitude prévue ; et (ii) un changement de l’itinéraire prévu. La détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant peut comprendre la mise en œuvre du procédé du premier aspect, en particulier par : l’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement ; la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant ajouté au réservoir de carburant lors du ravitaillement ; et le calcul d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant résultant dans le réservoir de carburant après le ravitaillement. Le procédé peut en outre comprendre la réception de conditions météorologiques prévues pour un itinéraire prévu de l’aéronef. Les conditions météorologiques prévues reçues peuvent être utilisées pour influencer les changements d’itinéraire et/ou d’altitude planifiés. La détermination de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant peut être effectuée sur la base de la détection d’une ou plusieurs propriétés de carburant. La détection peut être effectuée sur site. La détermination de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant peut être effectuée sur la base de données de composition de carburant reçues, par exemple, des données envoyées par voie électronique à l’aéronef par un tiers ou saisies en utilisant une interface utilisateur à bord de l’aéronef. Les données de composition de carburant peuvent être fournies à l’aéronef lors du ravitaillement. La ou les plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées pour un carburant dans un ou plusieurs réservoirs de carburant de l’aéronef. Une ou plusieurs des caractéristiques de carburant, par exemple, un pouvoir calorifique, peuvent être déduites des performances du moteur à turbine à gaz pendant au moins l’un parmi le réchauffement du moteur, le roulage, le décollage et la montée de l’aéronef. Le profil de vol planifié pendant la croisière peut être modifié/le profil de vol peut être mis à jour sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant déduites. Selon un cinquième aspect, un système de propulsion pour un aéronef est prévu, lequel système comprend : un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant éventuellement : un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal ; un réservoir de carburant agencé pour contenir un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz ; et un module de détermination de composition de carburant agencé pour : déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant agencé pour être fourni au moteur à turbine à gaz ; et un dispositif d’ajustement de profil de vol agencé pour : proposer ou initier un changement d’un profil de vol de l’aéronef sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant. Le dispositif d’ajustement de profil de vol peut être agencé pour initier ou proposer au moins l’un de ce qui suit sur la base des caractéristiques de carburant : (i) un changement de l’altitude prévue ; et (ii) un changement de l’itinéraire prévu. Le système de propulsion peut être agencé pour exécuter le procédé tel que décrit par rapport au quatrième aspect. Selon un sixième aspect, un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un système de propulsion est prévu, le système de propulsion comprenant un moteur à turbine à gaz et un réservoir de carburant agencé pour fournir du carburant au moteur à turbine à gaz, le procédé comprenant : la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant agencé pour être fourni au moteur à turbine à gaz ; et la commande du système de propulsion sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant. Des mises en œuvre de cet aspect peuvent donc permettre l’obtention d’avantages environnementaux (par exemple, une formation de traînée de condensation réduite ou adaptée) et/ou d’avantages opérationnels (par exemple, une meilleure efficacité de consommation de carburant) sur la base de la connaissance du carburant brûlé. Dans certains exemples, le procédé peut comprendre la commande du système de propulsion sur la base des caractéristiques déterminées, sans demander l’intervention ou l’approbation du pilote. Dans certains exemples, le procédé peut comprendre le fait d’informer un pilote du changement suggéré de la commande du système de propulsion, sur la base des caractéristiques déterminées et le fait de donner au pilote la possibilité de confirmer ou d’annuler le changement. Dans certaines mises en œuvre, l’un et/ou l’autre exemple(s) peut/peuvent être mis en œuvre en fonction de la nature du changement. La commande peut donc être mise en œuvre directement, ou après vérification. Le procédé peut être exécuté de manière itérative en vol, par exemple, en raison de changements du carburant fourni au moteur à turbine à gaz et/ou de changements des conditions et de stade de vol. La ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant peuvent comprendre une ou plusieurs des caractéristiques énumérées ci-dessus. Le procédé peut en outre comprendre la réception de données météorologiques relatives aux conditions météorologiques autour de l’aéronef ou le long d’un itinéraire planifié de l’aéronef. Les données météorologiques reçues peuvent être utilisées pour influencer la commande du système de propulsion. Le procédé peut en outre comprendre la détection des conditions météorologiques autour de l’aéronef en vol. Les conditions météorologiques détectées peuvent être utilisées pour influencer la commande du système de propulsion. La commande du système de propulsion sur la base des caractéristiques de carburant peut comprendre le changement, en vol, d’un ou plusieurs de ce qui suit : • Un paramètre de fonctionnement d’un système de gestion thermique de l’aéronef (par exemple, un échangeur de chaleur carburant-huile) peut être changé, ou la température de carburant fourni à une chambre de combustion du moteur peut être changée. • Lorsque plus d’un carburant est stocké à bord d’un aéronef, la sélection du carburant à utiliser pour telle ou telle opération (par exemple, pour des opérations au sol par opposition au vol, pour un démarrage à basse température ou pour des opérations avec des demandes de poussée différentes) peut être effectuée sur la base des caractéristiques de carburant telles que le % de Carburant d’Aviation Durable (SAF), le potentiel de génération de Matières Particulaires non volatiles (nvPM), la viscosité et le pouvoir calorifique. Un système de distribution de carburant peut donc être commandé de manière appropriée sur la base des caractéristiques de carburant. • Une ou plusieurs gouvernes de l’aéronef peuvent être ajustées de manière à changer d’itinéraire et/ou d’altitude sur la base de la connaissance du carburant. • Le pourcentage de déversement d’une pompe à carburant (c’est-à-dire la proportion de carburant pompé remis en circulation au lieu d’être transmis à la chambre de combustion) sur la base du % de SAF du carburant. La pompe et/ou une ou plusieurs soupapes peuvent donc être commandées de manière appropriée sur la base des caractéristiques de carburant. • Des changements de la programmation d’aubages directeurs d’entrée variables (VIGV) peuvent être effectués sur la base des caractéristiques de carburant. Les VIGV peuvent donc être déplacés, ou un déplacement des VIGV peut être annulé, selon le cas sur la base des caractéristiques de carburant. Ces options peuvent être qualifiées d’exemples de commande, car ce sont des exemples de manières dont le système de propulsion peut être commandé sur la base des caractéristiques de carburant. (Le pourcentage de carburant d’aviation durable (%SAF) d’un carburant peut être gravimétrique ou volumétrique - on comprendra qu’il existe souvent - généralement de petites - différences de densité entre des SAF et des carburéacteurs traditionnels tels que le Jet A.) La détermination de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant peut être effectuée sur la base de la détection d’une ou plusieurs propriétés de carburant. La détection peut être effectuée sur site. La détermination de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant peut être effectuée sur la base de données de composition de carburant reçues. Les données de composition de carburant peuvent être fournies à l’aéronef lors du ravitaillement. La ou les plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées pour un carburant dans un ou plusieurs réservoirs de carburant de l’aéronef. La ou les plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées pour chacun d’une pluralité de carburants stockés à bord de l’aéronef. La ou les plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées pour un carburant immédiatement avant l’entrée dans une chambre de combustion du moteur à turbine à gaz. La détermination de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant immédiatement avant l’entrée dans une chambre de combustion du moteur à turbine à gaz peut être effectuée plusieurs fois pendant le vol pour tenir compte des changements de la composition de carburant. La ou les plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déduites des performances du moteur à turbine à gaz pendant au moins l’un parmi le réchauffement du moteur, le roulage, le décollage et la montée de l’aéronef. Le système de propulsion peut être commandé pendant la croisière sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant déduites. La détermination de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant peut comprendre la mise en œuvre du procédé du premier aspect, en particulier : l’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement ; la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant ajouté au réservoir de carburant lors du ravitaillement ; et le calcul d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant résultant dans le réservoir de carburant après le ravitaillement. Selon un septième aspect, un système de propulsion pour un aéronef est prévu, lequel système comprend : un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant éventuellement un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal ; un réservoir de carburant agencé pour contenir un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz ; un module de détermination de composition de carburant agencé pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant agencé pour être fourni au moteur à turbine à gaz ; et un dispositif de commande de système de propulsion agencé pour commander le système de propulsion sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant. Le module de détermination de composition de carburant peut comprendre un récepteur agencé pour recevoir des données relatives à une composition de carburant. Le module de détermination de composition de carburant peut être agencé pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant sur la base des données reçues. Le module de détermination de composition de carburant peut comprendre un ou plusieurs capteurs agencés pour fournir des données relatives à une ou plusieurs caractéristiques de carburant. Le module de détermination de composition de carburant peut être agencé pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant sur la base des données de capteur. Le système de propulsion peut comprendre une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour contenir différents carburants pour alimenter le moteur à turbine à gaz. Le module de détermination de composition de carburant peut être agencé pour déterminer au moins une caractéristique de carburant de chaque carburant différent. Le système de propulsion peut être agencé pour exécuter le procédé tel que décrit par rapport au sixième aspect. Selon un huitième aspect, un système de propulsion pour un aéronef est prévu, lequel système comprend : un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant éventuellement : un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal ; une pluralité de réservoirs de carburant, chacun étant agencé pour contenir un carburant différent à utiliser pour alimenter le moteur à turbine à gaz, dans lequel les carburants ont des pouvoirs calorifiques différents ; et un dispositif de gestion de carburant agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant et pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz en fonctionnement (éventuellement en vol uniquement) en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz en réponse à une demande de poussée inférieure. On comprendra que le système de propulsion peut comprendre des réservoirs de carburant supplémentaires contenant les mêmes carburants en plus d’une pluralité de réservoirs de carburant contenant des carburants différents ; un minimum de deux carburants différents sont prévus à bord de l’aéronef pour des mises en œuvre de cet aspect. La variation de pouvoir calorifique du carburant correspondant à une demande de poussée peut faciliter le maintien d’un débit de carburant plus constant pendant au moins une partie d’un vol (par exemple en croisière, ou pour une partie de croisière à altitude constante), et/ou d’un fonctionnement d’une pompe à carburant et de déversement plus uniformes en vol pendant au moins une partie d’un vol. En outre, un débit de carburant le plus bas possible à des points clés (par exemple, des points de fonctionnement à très faible poussée) peut être augmenté en passant à un carburant à pouvoir calorifique inférieur, augmentant ainsi un niveau de débit minimal global et maintenant le débit dans une plage plus étroite sur toute l’enveloppe de vol. Des mises en œuvre de cet aspect peuvent donc permettre de maintenir un débit massique de carburant plus élevé à une demande de poussée plus faible que si un carburant n’était pas sélectionné sur la base du pouvoir calorifique, facilitant ainsi l’utilisation du carburant en tant que fluide caloporteur (à condition que le carburant à pouvoir calorifique inférieur en question n’ait pas une capacité calorifique inférieure correspondante), et/ou améliorant la lubrification et/ou réduisant le risque de surchauffe de carburant. Cela peut être particulièrement utile lors d’un fonctionnement à faible poussée de ralenti. De même, l’utilisation d’un carburant ayant un pouvoir calorifique supérieur à une demande de poussée supérieure peut faciliter la satisfaction de cette demande sans la sollicitation du système de gestion de débit de carburant. Une mise en œuvre du présent aspect peut donc signifier que, lorsqu’une demande de poussée est réduite, le débit de carburant ne doit pas être réduit autant qu’il devrait l’être autrement. Chaque réservoir de carburant peut être agencé pour contenir un carburant ayant un type ou une proportion différent(e) d’un carburant d’aviation durable. Un premier réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant peut être agencé pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable. Le carburant d’aviation durable dans le premier réservoir de carburant peut être sélectionné de sorte que le système de propulsion puisse fonctionner uniquement avec ce carburant. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour mettre en œuvre une commande différente pour des opérations au sol par rapport au vol. Par exemple, un carburant d’aviation durable dans le premier réservoir de carburant, ou un mélange à % de SAF élevé, peut être utilisé pour alimenter l’aéronef lorsque l’aéronef effectue au moins la majorité des opérations au sol, indépendamment de la demande de poussée ou du pouvoir calorifique de ce carburant. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé de sorte que tout le carburant utilisé pour des opérations au sol soit prélevé dans le premier réservoir de carburant, et/ou de sorte que tout le carburant utilisé pour des opérations au sol soit un SAF ou le mélange à % de SAF le plus élevé disponible pour l’aéronef. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz en croisière que pendant la montée. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz au ralenti bas qu’au ralenti haut. Un premier réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant peut avoir une proportion de carburant d’aviation durable (par exemple 100%) supérieure à celle d’un deuxième réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant. Dans certains cas, une plus grande quantité de carburant du deuxième réservoir de carburant peut être utilisée en croisière et une plus grande quantité de carburant du premier réservoir est utilisée à des points de fonctionnement en réponse à des demandes de puissance plus élevées. Le carburant à % de SAF supérieur peut avoir un pouvoir calorifique supérieur. Des premier et deuxième réservoirs de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant peuvent contenir des carburants d’aviation durables de compositions différentes. La soufflante peut avoir un diamètre d’au moins 330 cm. Selon un neuvième aspect, un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz est prévu, le procédé comprenant : l’agencement de chaque réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant pour contenir un carburant différent à utiliser pour alimenter le moteur à turbine à gaz, dans lequel les carburants ont des pouvoirs calorifiques différents ; le stockage d’informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant ; et la commande de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz en fonctionnement (éventuellement en vol uniquement) en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz à une demande de poussée inférieure. L’agencement de chaque réservoir de carburant pour contenir un carburant différent peut comprendre l’alimentation de chaque réservoir de carburant en un carburant d’aviation durable différent, et/ou en un carburant mélangé ayant un type ou une proportion différent(e) d’un carburant d’aviation durable. La commande de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz sur la base d’une demande de poussée peut être effectuée uniquement en vol. L’apport de carburant peut être commandé différemment pour des opérations au sol. Selon un dixième aspect, un procédé de modification d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz est prévu, le procédé comprenant : l’agencement de chaque réservoir de carburant pour contenir un carburant différent à utiliser pour alimenter le moteur à turbine à gaz, dans lequel les carburants ont des pouvoirs calorifiques différents ; et la fourniture d’un dispositif de gestion de carburant agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant et pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz en fonctionnement (éventuellement en vol uniquement) en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz en réponse à une demande de poussée inférieure. L’agencement de chaque réservoir de carburant pour contenir un carburant différent peut comprendre l’alimentation de chaque réservoir de carburant en un carburant d’aviation durable différent, et/ou en un carburant mélangé ayant un type ou une proportion différent(e) d’un carburant d’aviation durable. L’agencement de chaque réservoir de carburant pour contenir un carburant différent peut comprendre le réglage d’au moins une soupape de manière à isoler fluidiquement deux réservoirs de carburant ou plus les uns des autres afin de fournir un confinement séparé pour différents carburants. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour mettre en œuvre une commande différente pour des opérations au sol par rapport au vol. La commande de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz sur la base d’une demande de poussée peut être effectuée uniquement en vol. L’apport de carburant peut donc être commandé différemment pour des opérations au sol, par exemple la sélection d’un SAF (ou d’un mélange à % de SAF supérieur) quel que soit le pouvoir calorifique si le choix est entre celui-ci et un carburant fossile (ou un mélange à % de SAF inférieur). Selon un onzième aspect, un système de puissance pour un aéronef est prévu, lequel système comprend : un moteur à turbine à gaz agencé pour brûler un carburant afin de fournir une puissance à l’aéronef ; une pluralité de réservoirs de carburant, chacun étant agencé pour contenir un carburant à utiliser pour fournir une puissance à l’aéronef, dans lequel au moins deux réservoirs de la pluralité de réservoirs de carburant contiennent des carburants différents, et dans lequel un ou plusieurs réservoirs de la pluralité de réservoirs de carburant sont agencés pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable ; et un dispositif de gestion de carburant agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant et pour commander l’alimentation en carburant de manière à prélever uniquement le carburant d’aviation durable pour alimenter au moins la majorité des opérations au sol. Dans certains exemples, seul un carburant d’aviation durable peut être utilisé pour alimenter des opérations d’aéronef au sol, de sorte que toutes les opérations au sol soient alimentées en utilisant le carburant d’aviation durable. Dans d’autres exemples, la plupart, mais pas la totalité, du carburant utilisé pour des opérations au sol est un carburant d’aviation durable, seules de petites quantités provenant d’autres sources étant utilisées (par exemple, moins de 10% ou moins de 5% de l’utilisation de carburant et/ou du temps de fonctionnement des opérations au sol). Dans certains exemples, en particulier dans les exemples où le carburant d’aviation durable a une viscosité supérieure, à une température donnée, à celle du carburant dans un autre réservoir de carburant, le carburant de l’autre réservoir de carburant peut être utilisé pour le démarrage du moteur, et la source de carburant peut ensuite être commutée vers le carburant d’aviation durable une fois que le moteur tourne, par exemple dès qu’une certaine température est atteinte. Le carburant dans le réservoir utilisé pour le démarrage peut être optimisé pour une utilisation initiale à basse température, et/ou pour d’autres caractéristiques de l’opération de démarrage. Dans de tels exemples, le carburant d’aviation durable peut être utilisé pour toutes les opérations au sol, sauf pour le démarrage du moteur si le carburant dans le réservoir de démarrage n’est pas également un SAF, et le SAF (éventuellement différents SAF) peut être utilisé pour toutes les opérations au sol s’il en est ainsi. Un moteur à turbine à gaz du ou des plusieurs moteurs à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz d’un Groupe Auxiliaire de Puissance - APU. L’APU peut être agencé pour être principalement actif ou actif uniquement pendant des opérations au sol. Un premier réservoir de carburant du ou des plusieurs réservoirs peut être agencé pour contenir un carburant d’aviation durable et peut être exclusivement dédié à l’APU de sorte que le carburant d’aviation durable du premier réservoir de carburant ne soit pas agencé pour être fourni à un quelconque autre moteur à turbine à gaz de l’aéronef. Un carburant non certifié pour une utilisation pour la propulsion d’un vol peut donc être stocké dans le premier réservoir de carburant. Un premier réservoir de carburant du ou des plusieurs réservoirs peut être agencé pour contenir un carburant d’aviation durable, et peut être agencé pour fournir du carburant à l’APU lors de l’exécution des opérations au sol, et pour servir de réservoir de compensation en vol. L’APU peut ne pas être agencé pour fournir une quelconque puissance propulsive à l’aéronef. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef, et peut comprendre : un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal. Selon un douzième aspect, un système de propulsion pour un aéronef est prévu, lequel système comprend : un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant éventuellement : un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal ; une pluralité de réservoirs de carburant, chacun étant agencé pour contenir un carburant à utiliser pour fournir une puissance à l’aéronef, dans lequel au moins deux réservoirs de la pluralité de réservoirs de carburant contiennent des carburants différents, et dans lequel un ou plusieurs réservoirs de la pluralité de réservoirs de carburant sont agencés pour ne contenir qu’un carburant qui est un carburant d’aviation durable ; et un dispositif de gestion de carburant agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant et pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz de manière à n’utiliser que le carburant d’aviation durable lorsque l’aéronef effectue au moins la majorité des opérations au sol. Chaque réservoir de carburant peut être agencé pour contenir un carburant ayant un type différent de carburant d’aviation durable et/ou une proportion différente d’un carburant d’aviation durable. Dans certaines mises en œuvre, deux réservoirs ou plus peuvent contenir le même carburant. Le carburant d’aviation durable dans au moins un premier réservoir de carburant du ou des plusieurs réservoirs agencés pour contenir un carburant d’aviation durable peut être sélectionné de sorte que le système de propulsion puisse fonctionner uniquement avec ce carburant. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz en vol en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant. Le carburant dans le ou les plusieurs réservoirs agencés pour contenir un carburant d’aviation durable à utiliser dans des opérations au sol peut avoir un pouvoir calorifique inférieur à celui de tout carburant stocké dans un autre réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant. Le carburant dans le ou les plusieurs réservoirs agencés pour contenir un carburant d’aviation durable à utiliser dans des opérations au sol peut produire des émissions de nvPM inférieures à celles de tout carburant stocké dans un autre réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant. Le carburant sélectionné pour être utilisé pour des opérations au sol peut être optimisé pour des opérations au sol, dont certaines ou toutes peuvent avoir une demande de puissance relativement faible par rapport à une opération moyenne en vol, et dont certaines ou toutes peuvent être tenues par le règlement de respecter des critères d’émissions plus stricts. Un premier réservoir de carburant du ou des plusieurs réservoirs agencés pour contenir un carburant d’aviation durable peut être plus petit que le ou les plusieurs autres réservoirs de carburant. Le premier réservoir de carburant peut être agencé pour être utilisé exclusivement pour des opérations au sol de l’aéronef. Cet agencement peut être tel que décrit par rapport aux seizième à vingtième aspects, ci-dessous. Le carburant dans le premier réservoir de carburant peut être sélectionné pour avoir un pouvoir calorifique inférieur à celui de tout carburant stocké dans un autre réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant. Le carburant d’aviation durable peut être utilisé pour alimenter toutes les opérations au sol de l’aéronef. Selon un treizième aspect, un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz est prévu, le procédé comprenant : l’agencement d’au moins deux réservoirs de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant pour stocker différents carburants, dans lequel un ou plusieurs réservoirs de la pluralité de réservoirs de carburant sont agencés pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable ; la commande de l’alimentation en carburant de manière à n’utiliser que le carburant d’aviation durable lorsque l’aéronef effectue au moins la majorité des opérations au sol. Le procédé peut en outre comprendre le stockage d’informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant. La commande peut être effectuée sur la base des informations stockées. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef, et peut comprendre : un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal. Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz d’un Groupe Auxiliaire de Puissance - APU - de l’aéronef. Un premier réservoir de carburant du ou des plusieurs réservoirs agencés pour contenir un carburant d’aviation durable peut être un réservoir de compensation de l’aéronef. Le carburant d’aviation durable dans le premier réservoir de carburant peut être agencé pour être (au moins sensiblement) épuisé lors de l’exécution des opérations au sol de sorte que le premier réservoir de carburant soit au moins sensiblement vide et disponible pour recevoir du carburant pompé dans celui-ci en vol. Selon un quatorzième aspect, un procédé de modification d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz est prévu, le procédé comprenant : l’agencement d’au moins deux réservoirs de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant pour stocker chacun un carburant différent, dans lequel un ou plusieurs réservoirs de la pluralité de réservoirs de carburant sont agencés pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable ; et la fourniture d’un dispositif de gestion de carburant agencé pour commander l’alimentation en carburant de manière à n’utiliser que le carburant d’aviation durable lorsque l’aéronef effectue au moins la majorité des opérations au sol. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour effectuer la commande de l’alimentation en carburant sur la base des informations stockées. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef, et peut comprendre : un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal. Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz d’un Groupe Auxiliaire de Puissance - APU - de l’aéronef. Selon un quinzième aspect, un système de puissance pour un aéronef est prévu, lequel système comprend : un Groupe Auxiliaire de Puissance - APU - comprenant un moteur à turbine à gaz agencé pour brûler un carburant afin de fournir une puissance à l’aéronef ; et un ou plusieurs réservoirs de carburant agencés pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable ; et dans lequel tout le carburant utilisé par l’APU est le carburant d’aviation durable. Selon un seizième aspect, un système de puissance pour un aéronef est prévu, lequel système comprend : un moteur à turbine à gaz agencé pour brûler un carburant afin de fournir une puissance à l’aéronef ; un ou plusieurs premiers réservoirs de carburant agencés pour être utilisés pour alimenter une opération au sol de l’aéronef ; un ou plusieurs réservoirs de carburant secondaires, chacun étant agencé pour contenir un carburant à utiliser pour alimenter l’aéronef en vol ; et un dispositif de gestion de carburant agencé pour commander l’alimentation en carburant de manière à prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs premiers réservoirs de carburant pour alimenter au moins la majorité des opérations au sol. Des avantages peuvent donc être obtenus en remplissant le(s) premier(s) réservoir(s) de carburant d’un carburant optimisé pour une utilisation pour des opérations au sol, par exemple pour un fonctionnement plus efficace du moteur et/ou pour des émissions réduites. Le fait d’avoir un ou plusieurs premiers réservoirs de carburant agencés et éventuellement dédiés à cet effet peut faciliter le ravitaillement et le fonctionnement. Dans certains exemples, seul un carburant du/des premier(s) réservoir(s) de carburant peut être utilisé pour alimenter des opérations d’aéronef au sol, de sorte que toutes les opérations au sol soient alimentées en utilisant un carburant du/des premier(s) réservoir(s) de carburant. Dans d’autres exemples, la plupart, mais pas la totalité, du carburant utilisé pour des opérations au sol est prélevé dans le premier réservoir de carburant, seules de petites quantités provenant d’autres sources étant utilisées (par exemple, moins de 10% ou moins de 5% de l’utilisation de carburant et/ou du temps de fonctionnement des opérations au sol). Dans de nombreux exemples, un seul premier réservoir de carburant est prévu. Cependant, on comprendra que, bien que la discussion ci-dessous fasse souvent référence à un seul premier réservoir de carburant, la divulgation n’est pas limitée de cette manière. Dans certains exemples, en particulier dans des exemples où le carburant dans le premier réservoir de carburant a une viscosité supérieure, à une température donnée, à celle du carburant dans un autre réservoir de carburant, le carburant d’un autre réservoir de carburant peut être utilisé pour le démarrage du moteur, et la source de carburant peut ensuite être commutée vers le premier réservoir de carburant une fois que le moteur tourne, par exemple dès qu’une certaine température est atteinte. Dans de tels exemples, un carburant du premier réservoir de carburant peut être utilisé pour toutes les opérations au sol à l’exception du démarrage du moteur. Le dispositif de gestion de carburant peut en outre être agencé pour prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires pour au moins la majorité des autres opérations (par exemple, la montée et la croisière). On comprendra que tout carburant restant dans le premier réservoir de carburant peut être totalement consommé en vol (seul ou dans le cadre d’un mélange) ; soit dans les premiers stades suivant les opérations au sol, soit par la suite. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour prélever du carburant dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires pour au moins la majorité des autres opérations. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour prélever du carburant uniquement dans le premier réservoir de carburant pour alimenter toutes les opérations au sol. Un moteur à turbine à gaz du ou des plusieurs moteurs à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz d’un Groupe Auxiliaire de Puissance - APU. L’APU peut être agencé pour n’être actif que pendant les opérations au sol. Le premier réservoir de carburant peut être agencé pour fournir du carburant à l’APU lors de l’exécution des opérations au sol, et pour servir de réservoir de compensation en vol. L’APU peut ne pas être agencé pour fournir une quelconque puissance propulsive à l’aéronef. Un moteur à turbine à gaz du ou des plusieurs moteurs à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre : un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour fournir du carburant uniquement à partir du ou des plusieurs réservoirs de carburant secondaires au moteur à turbine à gaz en vol, de sorte que le premier réservoir de carburant ne soit pas utilisé pour fournir du carburant à un moteur en vol. Selon un dix-septième aspect, un système de propulsion pour un aéronef est prévu, lequel système comprend : un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant éventuellement : un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal ; un ou plusieurs premiers réservoirs de carburant agencés pour être utilisés pour alimenter une opération au sol de l’aéronef ; un ou plusieurs réservoirs de carburant secondaires, chacun étant agencé pour contenir un carburant à utiliser pour alimenter le moteur à turbine à gaz en vol ; et un dispositif de gestion de carburant agencé pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz de manière à prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs premiers réservoirs de carburant pour alimenter au moins la majorité des opérations au sol. Le dispositif de gestion de carburant peut en outre être agencé pour prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires pour au moins la majorité des autres opérations (par exemple, la montée et la croisière). Le premier réservoir de carburant peut être agencé pour ne contenir qu’un carburant qui est un carburant d’aviation durable. Dans des exemples avec un seul premier réservoir de carburant, le premier réservoir de carburant peut être plus petit que le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires. Dans des exemples avec de multiples premiers réservoirs de carburant, le volume total des premiers réservoirs de carburant peut être inférieur au volume total des réservoirs de carburant secondaires, et éventuellement inférieur au volume de chaque réservoir de carburant secondaire individuellement. Le système de propulsion peut comprendre une pluralité de réservoirs de carburant secondaires. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé de manière à être capable de mélanger des carburants des réservoirs de carburant secondaires pour alimenter le moteur à turbine à gaz en vol, mais peut ne pas être capable de mélanger un carburant du premier réservoir de carburant avec un carburant des réservoirs de carburant secondaires. Le carburant dans le premier réservoir de carburant peut avoir un pouvoir calorifique inférieur et/ou peut générer des niveaux d’émissions de nvPM inférieurs à ceux de tout carburant stocké dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires. Selon un dix-huitième aspect, un procédé de fonctionnement d’un aéronef est prévu, lequel procédé comprend : un moteur à turbine à gaz agencé pour brûler un carburant afin de fournir une puissance à l’aéronef ; un ou plusieurs premiers réservoirs de carburant agencés pour être utilisés pour alimenter une opération au sol de l’aéronef ; et un ou plusieurs réservoirs de carburant secondaires, chacun étant agencé pour contenir un carburant à utiliser pour alimenter l’aéronef en vol, le procédé comprenant : la commande de l’alimentation en carburant de manière à prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs premiers réservoirs de carburant lorsque l’aéronef alimente au moins la majorité des opérations au sol. Le procédé peut en outre comprendre le prélèvement de carburant uniquement dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires pour au moins la majorité des autres opérations. Dans certains exemples, seul un carburant du ou des plusieurs réservoirs de carburant secondaires peut être utilisé pour d’autres opérations, de sorte que le premier réservoir de carburant soit exclusivement utilisé pour des opérations au sol. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef, et peut comprendre : un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal. Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz d’un Groupe Auxiliaire de Puissance - APU - de l’aéronef. Le premier réservoir de carburant peut être un réservoir de compensation de l’aéronef. Le carburant dans le premier réservoir de carburant, qui peut être un carburant d’aviation durable, peut être agencé de manière à être épuisé lors de l’exécution des opérations au sol de sorte que le premier réservoir de carburant soit enfin sensiblement vide et disponible pour recevoir du carburant pompé dans celui-ci en vol. Selon un dix-neuvième aspect, un procédé de modification d’un aéronef comprenant un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant est prévu, le procédé comprenant : la fourniture d’un ou plusieurs premiers réservoirs de carburant qui sont fluidiquement isolés des autres réservoirs de carburant (secondaires) de la pluralité de réservoirs de carburant ; et la fourniture d’un dispositif de gestion de carburant agencé pour commander l’apport de carburant aux un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz de manière à prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs premiers réservoirs de carburant pour alimenter au moins la majorité des opérations au sol. Le dispositif de gestion de carburant peut en outre être agencé pour prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires pour au moins la majorité d’autres opérations. Le(s) premier(s) réservoir(s) de carburant peut/peuvent être isolé(s) fluidiquement en permanence d’autres réservoirs de carburant, ou peut/peuvent être isolé(s) de manière réversible des autres réservoirs de carburant, par exemple au moyen d’une ou plusieurs pompes et/ou soupapes. Dans certains exemples, seul un carburant du ou des plusieurs réservoirs de carburant secondaires peut être utilisé pour d’autres opérations, de sorte que le premier réservoir de carburant soit exclusivement utilisé pour des opérations au sol. Selon un vingtième aspect, un système de puissance pour un aéronef est prévu, lequel système comprend : un Groupe Auxiliaire de Puissance - APU - comprenant un moteur à turbine à gaz agencé pour brûler un carburant afin de fournir une puissance à l’aéronef ; et un ou plusieurs premiers réservoirs de carburant qui sont fluidiquement isolés de tout autre réservoir de carburant du système d’alimentation ; et dans lequel le ou les plusieurs premiers réservoirs de carburant sont dédiés à l’APU, de sorte que tout le carburant utilisé par l’APU soit prélevé dans le ou les plusieurs premiers réservoirs de carburant (en fonctionnement normal). On comprendra qu’un aéronef est généralement agencé de sorte que l’APU puisse également être alimenté en carburant à partir d’un ou plusieurs autres réservoirs, par exemple dans le cas où l’APU doit démarrer et fonctionner en cas d’urgence pendant un vol, par exemple à des fins non propulsives telles que l’alimentation des gouvernes d’aéronef après une extinction du moteur principal et/ou la fourniture d’une puissance pour redémarrer les moteurs principaux. Selon un vingt et unième aspect, un système de puissance pour un aéronef est prévu, lequel système comprend : un moteur à turbine à gaz agencé pour brûler un carburant dans une chambre de combustion afin de fournir une puissance à l’aéronef ; une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour contenir un carburant différent à utiliser pour fournir une puissance à l’aéronef, dans lequel un premier réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant est agencé pour contenir un premier carburant, et un deuxième réservoir de la pluralité de réservoirs de carburant est agencé pour contenir un deuxième carburant ayant une composition différente du premier carburant ; et un dispositif de gestion de carburant agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant et pour commander l’alimentation en carburant de manière à prélever du carburant dans le deuxième réservoir pour le démarrage du moteur, avant la commutation vers le premier réservoir de carburant. Le deuxième carburant peut être sélectionné pour ses propriétés de démarrage améliorées ; par exemple ayant une viscosité inférieure, à une température donnée, à celle du carburant dans le premier réservoir de carburant, de manière à faciliter le démarrage à froid d’un moteur. Le carburant sélectionné pour ses propriétés de démarrage améliorées peut avoir une viscosité inférieure, à une température donnée, à celle du carburant dans le premier réservoir. Le deuxième carburant peut être d’origine fossile/à base de pétrole. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour commander l’alimentation en carburant de manière à commuter du prélèvement de carburant dans le deuxième réservoir vers le prélèvement de carburant dans le premier réservoir de carburant lorsqu’au moins l’une des conditions suivantes est remplie : (i) le carburant atteint une température de 60°C à l’entrée de la chambre de combustion ; (ii) le moteur à turbine à gaz a tourné pendant une période de 30 secondes ; et (iii) le moteur à turbine à gaz a atteint le fonctionnement au ralenti. Le premier réservoir peut être agencé pour contenir un carburant d’aviation durable. Le deuxième réservoir peut être agencé pour contenir un carburant à base d’hydrocarbures fossiles. Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz d’un Groupe Auxiliaire de Puissance - APU. L’APU peut être agencé pour n’être actif que pendant des opérations au sol, au moins en fonctionnement normal. Le premier réservoir de carburant peut être exclusivement dédié à l’APU de sorte que le carburant du premier réservoir de carburant ne soit pas agencé pour être fourni à un quelconque autre moteur à turbine à gaz de l’aéronef. Le premier réservoir de carburant peut être agencé pour fournir du carburant à l’APU lors de l’exécution des opérations au sol, et pour servir de réservoir de compensation en vol. L’APU peut être agencé pour ne fournir aucune puissance propulsive à l’aéronef. En variante, le moteur à turbine à gaz peut être agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal. Le premier carburant dans le premier réservoir de carburant peut être sélectionné de sorte que le moteur à turbine à gaz puisse fonctionner uniquement avec ce carburant. Le deuxième carburant dans le deuxième réservoir de carburant peut être sélectionné de sorte que le moteur à turbine à gaz puisse fonctionner uniquement avec ce carburant en vol, ainsi que pour le démarrage. Chaque réservoir de carburant peut être agencé pour contenir un carburant ayant un type ou une proportion différent(e) d’un carburant d’aviation durable (SAF). Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz en vol en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant. Le premier carburant peut être un SAF ou un mélange à % de SAF élevé, et le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour commander l’alimentation en carburant de manière à prélever du carburant dans le premier réservoir de carburant pour la majorité des opérations au sol - le démarrage peut être la seule exception. Selon un vingt-deuxième aspect, un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz est prévu, le procédé comprenant : l’agencement d’au moins deux des réservoirs de carburant pour stocker un carburant différent, dans lequel un premier réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant est agencé pour contenir un premier carburant, et un deuxième réservoir de la pluralité de réservoirs de carburant est agencé pour contenir un deuxième carburant ayant une composition différente du premier carburant ; et la commande de l’alimentation en carburant de manière à prélever du carburant dans le deuxième réservoir pour le démarrage du moteur, avant la commutation vers le premier réservoir de carburant. Le procédé peut en outre comprendre le stockage d’informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant. La commande peut être effectuée sur la base des informations stockées. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal. Le premier réservoir de carburant peut être un réservoir de compensation de l’aéronef. Le premier carburant peut être un carburant d’aviation durable (SAF) ou un mélange à % de SAF élevé et le carburant dans le premier réservoir de carburant peut être agencé pour être épuisé lors de l’exécution des opérations au sol (après le démarrage) de sorte que le premier réservoir de carburant soit au moins sensiblement vide en fin de montée, sinon au décollage, et disponible pour recevoir du carburant pompé dans celui-ci en vol. Selon un vingt-troisième aspect, un procédé de modification d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz est prévu, le procédé comprenant : l’agencement d’un premier réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant pour contenir un premier carburant, et d’un deuxième réservoir de la pluralité de réservoirs de carburant pour contenir un deuxième carburant ayant une composition différente du premier carburant ; et la fourniture d’un dispositif de gestion de carburant agencé pour commander l’alimentation en carburant de manière à prélever du carburant dans le deuxième réservoir pour le démarrage du moteur, avant la commutation vers le premier réservoir de carburant. Le dispositif de gestion de carburant peut en outre être agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant. La commande peut être effectuée sur la base des informations stockées. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef, et peut comprendre un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal. Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz d’un Groupe Auxiliaire de Puissance - APU - de l’aéronef. Selon un vingt-quatrième aspect, un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour fournir du carburant au moteur à turbine à gaz est prévu, dans lequel au moins deux des réservoirs de carburant contiennent des carburants ayant des caractéristiques de carburant différentes, le procédé étant exécuté par des circuits de traitement et comprenant : l’obtention d’un profil de vol pour un vol de l’aéronef ; et la détermination d’un programme de ravitaillement pour le vol sur la base du profil de vol et des caractéristiques de carburant, le programme de ravitaillement régissant/dictant la variation dans le temps de la quantité de carburant consommée dans chaque réservoir. Le programme de ravitaillement répertorie une variation prévue dans le temps de la quantité de carburant consommée dans chaque réservoir et est destiné à être utilisé pour demander à un dispositif de gestion de ravitaillement de fournir du carburant au moteur à turbine à gaz en conséquence. Le programme de ravitaillement peut donc être décrit comme régissant, dictant ou dirigeant l’utilisation de carburant pour le vol (éventuellement pour l’aéronef en vol uniquement, ou également pour des opérations au sol). Le procédé peut être exécuté sur site, par exemple par un module de détermination de programme de ravitaillement de l’aéronef, qui peut faire partie d’un régulateur électronique moteur (EEC) de l’aéronef. En variante, le procédé peut être exécuté en atelier, et le programme de ravitaillement est fourni à l’aéronef pour sa mise en œuvre. Les caractéristiques de carburant du carburant comprennent au moins l’un parmi : i. le pourcentage de carburant d’aviation durable dans le carburant ; ii. la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant ; iii. la teneur en hydrocarbures multi-aromatiques du carburant ; iv. le pourcentage d’espèces contenant de l’azote dans le carburant ; v. la présence ou le pourcentage d’une espèce traceuse ou d’un élément de trace dans le carburant ; vi. le rapport hydrogène sur carbone du carburant ; vii. la distribution d’hydrocarbures du carburant ; viii. le niveau d’émissions de matières particulaires non volatiles (nvPM) lors de la combustion ; ix. la teneur en naphtalène du carburant ; X. la teneur en soufre du carburant ; xi. la teneur en cycloparaffines du carburant ; xii. la teneur en oxygène du carburant ; xiii. la stabilité thermique du carburant ; xiv. le niveau de cokéfaction du carburant ; xv. une indication que le carburant est un carburant fossile ; et xvi. au moins l’un parmi la densité, la viscosité, le pouvoir calorifique et la capacité calorifique. Le programme de ravitaillement peut être déterminé en utilisant des informations du profil de vol comprenant au moins l’une parmi : (i) une altitude prévue ; et (ii) un itinéraire prévu. Le procédé peut en outre comprendre la réception de conditions météorologiques prévues pour un itinéraire prévu de l’aéronef défini dans le profil de vol, et les conditions météorologiques prévues reçues peuvent être utilisées pour influencer le programme de ravitaillement. La détermination du programme de ravitaillement peut comprendre la détermination de la quantité de carburant d’aviation durable - SAF - disponible pour l’aéronef, et/ou des réservoirs contenant un SAF ou un mélange à % de SAF élevé, et de préférence la programmation de l’utilisation d’un SAF (seul ou dans le cadre d’un mélange) pour des opérations au sol de l’aéronef. La détermination du programme de ravitaillement peut comprendre la détermination d’un pouvoir calorifique de chaque carburant à bord de l’aéronef, et de préférence la programmation de l’utilisation d’un carburant à pouvoir calorifique inférieur pour des périodes de demande de poussée inférieure. Le procédé peut en outre comprendre la commande de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz en fonctionnement conformément au programme de ravitaillement. Les étapes d’obtention et de détermination peuvent être réalisées en atelier. Le procédé peut en outre comprendre la fourniture du programme de ravitaillement à l’aéronef avant l’étape de commande. Selon un vingt-cinquième aspect, un système de propulsion pour un aéronef est prévu, lequel système comprend : un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant éventuellement : un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal ; une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour contenir un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz, dans lequel au moins deux des réservoirs de carburant contiennent des carburants ayant des caractéristiques de carburant différentes ; et un module de détermination de programme de ravitaillement agencé pour : obtenir un profil de vol pour un vol de l’aéronef ; et déterminer un programme de ravitaillement pour le vol sur la base du profil de vol et des caractéristiques de carburant, le programme de ravitaillement régissant la variation dans le temps de la quantité de carburant aspirée de chaque réservoir pendant le vol. Les caractéristiques de carburant du carburant peuvent comprendre une ou plusieurs des caractéristiques de carburant énumérées ci-dessus pour le vingt-quatrième aspect. Le module de détermination de programme de ravitaillement peut être agencé pour déterminer le programme de ravitaillement en utilisant des informations du profil de vol comprenant au moins l’une parmi : (i) une altitude prévue ; et (ii) un itinéraire prévu. Le système de propulsion peut en outre comprendre un récepteur agencé pour recevoir des données concernant les conditions météorologiques prévues pour un itinéraire prévu de l’aéronef, l’itinéraire étant défini dans le profil de vol. Les conditions météorologiques prévues reçues peuvent être utilisées pour influencer le programme de ravitaillement. Le module de détermination de programme de ravitaillement peut être agencé pour déterminer le programme de ravitaillement sur la base de la détermination de la quantité de carburant d’aviation durable - SAF - disponible pour l’aéronef, et pour programmer de préférence l’utilisation de SAF pour des opérations au sol de l’aéronef. Le module de détermination de programme de ravitaillement peut être agencé pour déterminer le programme de ravitaillement sur la base de la détermination d’un pouvoir calorifique de chaque carburant à bord de l’aéronef, et pour programmer de préférence l’utilisation d’un carburant à pouvoir calorifique inférieur pour des périodes de demande de poussée inférieure. Le module de détermination de programme de ravitaillement peut être agencé pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz en fonctionnement conformément au programme de ravitaillement. Selon un vingt-sixième aspect, un support non transitoire lisible par ordinateur est prévu, sur lequel sont stockées des instructions qui, lorsqu’elles sont exécutées par un processeur, amènent le processeur à : déterminer un programme de ravitaillement pour un vol d’un aéronef, l’aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour fournir un carburant au moteur à turbine à gaz, dans lequel au moins deux des réservoirs de carburant contiennent des carburants ayant des caractéristiques de carburant différentes. Le programme de ravitaillement est déterminé sur la base d’un profil de vol pour le vol de l’aéronef et des caractéristiques de carburant des carburants disponibles pour l’aéronef. Le programme de ravitaillement répertorie/dirige la variation dans le temps de la quantité de carburant consommée dans chaque réservoir au cours du vol. Les instructions peuvent en outre être agencées pour amener le processeur à commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz en fonctionnement conformément au programme de ravitaillement. Le processeur peut comprendre ou être constitué d’un module de détermination de programme de ravitaillement embarqué, et peut être ou peut faire partie d’un régulateur électronique moteur. Les instructions peuvent en outre être agencées pour amener le processeur à fournir le programme de ravitaillement à l’aéronef pour la mise en œuvre. Le processeur peut comprendre ou être constitué d’un module de détermination de programme de ravitaillement en atelier. Selon un vingt-septième aspect, un système de puissance pour un aéronef est prévu, lequel système comprend : un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz agencés pour brûler un carburant afin de fournir une puissance à l’aéronef ; une pluralité de réservoirs de carburant agencés chacun pour contenir un carburant à utiliser pour fournir une puissance à l’aéronef, dans lequel au moins deux réservoirs de la pluralité de réservoirs de carburant contiennent des carburants différents, les différents carburants ayant chacun une proportion différente d’un carburant d’aviation durable ; et un dispositif de gestion de carburant agencé pour : stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant ; identifier quel réservoir contient le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable ; et commander l’alimentation en carburant de manière à prélever du carburant uniquement dans le réservoir contenant le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable pour alimenter au moins la majorité des opérations au sol. La proportion différente d’un carburant d’aviation durable (SAF) peut être comprise entre 0% SAF et 100% SAF. Le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable peut contenir plus de 50% de SAF. Un moteur à turbine à gaz du ou des plusieurs moteurs à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz d’un Groupe Auxiliaire de Puissance - APU. Un premier réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant peut être agencé pour contenir le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable, et éventuellement le carburant peut être un carburant d’aviation durable (c’est-à-dire un carburant pour lequel la proportion de SAF est de 100%). Le premier réservoir de carburant peut être exclusivement dédié à l’APU de sorte que le carburant du premier réservoir de carburant ne soit pas agencé pour être fourni à un quelconque autre moteur à turbine à gaz de l’aéronef. Si une pluralité de réservoirs de carburant contient un carburant ayant la même proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable, le réservoir à utiliser peut être sélectionné sur la base de la comparaison d’au moins l’un de ce qui suit : (i) les niveaux d’émissions de matières particulaires non volatiles lors de la combustion des carburants ; et (ii) les rapports hydrogène sur carbone des carburants. Un ou plusieurs autres paramètres relatifs à la qualité de l’air peuvent également être comparés afin de sélectionner le carburant susceptible de fournir les meilleurs résultats de qualité de l’air. Les facteurs environnementaux (par exemple, l’altitude et l’humidité de l’aéroport) peuvent également être pris en compte dans cette évaluation. Le système d’alimentation peut être un système de propulsion de l’aéronef, et le moteur à turbine à gaz (au moins un moteur à turbine à gaz du ou des plusieurs moteurs à turbine à gaz) peut être agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef. Le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable peut être sélectionné de sorte que le système de propulsion puisse fonctionner uniquement avec ce carburant. Le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable – SAF – peut contenir plus de 50% de SAF et, éventuellement, peut contenir au moins 55% de SAF. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz en vol en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant. Un premier réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant peut être agencé pour contenir le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable, et peut être plus petit que le ou les plusieurs autres réservoirs de carburant. Le premier réservoir de carburant peut être agencé pour être utilisé exclusivement pour des opérations au sol de l’aéronef. Le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable, à utiliser dans des opérations au sol, peut avoir un pouvoir calorifique inférieur à celui de tout carburant stocké dans un autre réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant. Le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable peut être utilisé pour alimenter toutes les opérations au sol de l’aéronef. Un premier réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant peut être agencé pour contenir le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable et peut être agencé pour fournir du carburant au moteur à turbine à gaz lors de l’exécution des opérations au sol, et pour servir de réservoir de compensation en vol. Le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable - SAF - peut contenir 100% de SAF. Selon un vingt-huitième aspect, un système de puissance pour un aéronef est prévu, lequel système comprend : un moteur à turbine à gaz agencé pour brûler un carburant afin de fournir une puissance à l’aéronef ; une pluralité de réservoirs de carburant agencés chacun pour contenir un carburant à utiliser pour fournir une puissance à l’aéronef, dans lequel au moins deux réservoirs de la pluralité de réservoirs de carburant contiennent des carburants différents, un premier réservoir contenant un carburant qui est à plus de 50% de carburant d’aviation durable et un deuxième réservoir contenant un carburant qui est à moins de 50% de carburant d’aviation durable ; et un dispositif de gestion de carburant agencé pour : stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant ; et commander l’alimentation en carburant de manière à n’utiliser qu’un carburant qui est à plus de 50% de carburant d’aviation durable pour alimenter au moins la majorité des opérations au sol. Le premier réservoir peut contenir un carburant qui est un carburant d’aviation durable (c’est-à-dire 100% SAF). Selon un vingt-neuvième aspect, un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz est prévu, le procédé comprenant : l’agencement de deux réservoirs de carburant ou plus de la pluralité de réservoirs de carburant pour stocker différents carburants, les différents carburants ayant chacun une proportion différente d’un carburant d’aviation durable ; l’identification du réservoir qui contient le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable ; et la commande de l’alimentation en carburant de manière à prélever du carburant uniquement dans le réservoir contenant le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable lorsque l’aéronef effectue au moins la majorité des opérations au sol. Le procédé peut en outre comprendre le stockage d’informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant. La commande peut être effectuée sur la base des informations stockées. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef. Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz d’un Groupe Auxiliaire de Puissance - APU - de l’aéronef. Un premier réservoir de carburant du ou des plusieurs réservoirs peut être agencé pour contenir le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable. Ce premier réservoir de carburant peut être agencé pour fonctionner comme un réservoir de compensation de l’aéronef - le carburant dans le premier réservoir de carburant peut donc être agencé pour être (au moins sensiblement) épuisé lors de l’exécution des opérations au sol de sorte que le premier réservoir de carburant soit au moins sensiblement vide et disponible pour recevoir du carburant pompé dans celui-ci en vol. Selon un trentième aspect, un procédé de modification d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et une pluralité de réservoirs de carburant agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz est prévu, le procédé comprenant : l’agencement de deux réservoirs de carburant ou plus de la pluralité de réservoirs de carburant pour stocker différents carburants, les différents carburants ayant chacun une proportion différente d’un carburant d’aviation durable ; et la fourniture d’un dispositif de gestion de carburant agencé pour : identifier quel réservoir contient le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable ; et commander l’alimentation en carburant de manière à prélever du carburant uniquement dans le réservoir contenant le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable lorsque l’aéronef effectue au moins la majorité des opérations au sol. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant. Le dispositif de gestion de carburant peut être agencé pour effectuer l’identification de réservoir et la commande de l’alimentation en carburant sur la base des informations stockées. Comme indiqué ailleurs ici, la présente divulgation peut se rapporter à un moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre un noyau de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur et un arbre principal reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des pales de soufflante) située en amont du noyau de moteur. En variante, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante située en aval du noyau de moteur. Ainsi, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à rotor non caréné ou un turbopropulseur. Dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor non caréné ou un turbopropulseur, le moteur à turbine à gaz peut comprendre deux étages d’hélices contrarotatives attachées et entraînées par une turbine libre via un arbre. Les hélices peuvent tourner dans des sens opposés de sorte que l’une tourne dans le sens des aiguilles d’une montre et l’autre dans le sens inverse des aiguilles d’une montre 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’aube directrice configuré en aval de l’étage d’hélices. L’étage d’aube directrice peut avoir un pas variable. En conséquence, les turbines à haute pression, à pression intermédiaire et les turbines libres peuvent, respectivement, entraîner des compresseurs haute et moyenne pression et des hélices par des arbres d’interconnexion appropriés. Ainsi, les hélices peuvent fournir la majorité de la poussée propulsive. Lorsque le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor non caréné ou un turbopropulseur, un ou plusieurs des étages d’hélices peuvent être entraînés par une boîte d’engrenages du type décrit. Les agencements de la présente divulgation peuvent être particulièrement, mais pas exclusivement, avantageux pour des soufflantes qui sont entraînées par une boîte d’engrenages. En conséquence, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une boîte d’engrenages qui reçoit une entrée de l’arbre principal et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre principal. L’entrée à la boîte d’engrenages peut être directement depuis l’arbre principal, ou indirectement depuis l’arbre principal, par exemple via un un arbre droit et/ou un engrenage. L’arbre principal peut relier rigidement la turbine et le compresseur, de sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse inférieure). Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir une quelconque architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n’importe quel nombre d’arbres souhaité qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre purement indicatif, la turbine reliée à l’arbre principal peut être une première turbine, le compresseur relié à l’arbre principal peut être un premier compresseur et l’arbre principal peut être un premier arbre principal. Le noyau de moteur peut en outre comprendre une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre principal reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre principal peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre principal. Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple via un conduit globalement annulaire) un flux provenant du premier compresseur. La boîte d’engrenages peut être agencée pour être entraînée par l’arbre principal qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d’utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre principal dans l’exemple ci-dessus). Par exemple, la boîte d’engrenages peut être agencée pour être entraînée uniquement par l’arbre principal qui est configuré pour tourner (par exemple en cours d’utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple, être uniquement le premier arbre principal, et non le deuxième arbre principal, dans l’exemple ci-dessus). En variante, la boîte d’engrenages peut être agencée pour être entraînée par un ou plusieurs arbre(s) quelconque(s), par exemple le premier et/ou le deuxième arbre(s) dans l’exemple ci-dessus. La boîte d’engrenages peut être un réducteur (dans le sens où la sortie vers la soufflante est une vitesse de rotation inférieure à l’entrée de l’arbre principal). Tout type de boîte d’engrenages peut être utilisé. Par exemple, la boîte d’engrenages peut être une boîte d’engrenages « à trains planétaires » ou « en étoile », comme décrit plus en détail ailleurs ici. La boîte d’engrenages peut avoir un rapport de démultiplication souhaité quelconque (défini comme étant la vitesse de rotation de l’arbre d’entrée divisée par la vitesse de rotation de l’arbre de sortie), par exemple supérieur à 2.5, par exemple dans la plage allant de 3 à 4.2, ou 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 valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente. À titre purement indicatif, la boîte d’engrenages peut être une boîte d’engrenages « en étoile » ayant un rapport dans la plage allant de 3.1 ou 3.2 à 3.8. Dans certains agencements, le rapport d’engrenage peut être en dehors de ces plages. Dans tout moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, un carburant d’une composition ou d’un mélange donné(e) est fourni à une chambre de combustion, qui peut être prévue axialement en aval de la soufflante et du/des compresseur(s). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval (par exemple à la sortie) du deuxième compresseur, dans le cas où un deuxième compresseur est prévu. À titre d’exemple supplémentaire, le flux à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l’entrée de la deuxième turbine, dans le cas où une deuxième turbine est prévue. La chambre de combustion peut être prévue en amont de la/des turbine(s). Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le deuxième compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre un nombre quelconque d’étages, par exemple des étages multiples. Chaque étage peut comprendre une rangée de pales de rotor et une rangée d’aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (dans le sens où leur angle d’incidence peut être variable). La rangée de pales de rotor et la rangée d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peut comprendre un nombre quelconque d’étages, par exemple des étages multiples. Chaque étage peut comprendre une rangée de pales de rotor et une rangée d’aubes de stator. La rangée de pales de rotor et la rangée d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. Chaque pale de soufflante peut être définie comme ayant une envergure radiale s’étendant à partir d’un pied (ou moyeu) à un emplacement radialement interne lavé au gaz, ou une position d’envergure 0%, jusqu’à une pointe à une position d’envergure 100%. Le rapport du rayon de la pale de soufflante au niveau du moyeu sur le rayon de la pale de soufflante au niveau de la pointe peut être inférieur à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 0.4, 0.39, 0.38, 0.37, 0.36, 0.35, 0.34, 0.33, 0.32, 0.31, 0.3, 0.29, 0.28, 0.27, 0.26 ou 0.25. Le rapport du rayon de la pale de soufflante au niveau du moyeu sur le rayon de la pale de soufflante au niveau de la pointe peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0.28 à 0.32. Ces rapports peuvent être communément appelés rapport moyeu/pointe. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de la pointe peuvent tous deux être mesurés au niveau de la partie de bord d’attaque (ou axialement le plus en avant) de la pale. Le rapport moyeu/pointe fait référence, bien entendu, à la partie lavée au gaz de la pale de soufflante, c’est-à-dire la partie radialement à l’extérieur de toute plate-forme. Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre l’axe de moteur et la pointe d’une pale de soufflante au niveau de son bord d’attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut simplement être le double du rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 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 limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 240 cm à 280 cm ou de 330 cm à 380 cm. La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d’utilisation. En général, la vitesse de rotation est plus faible pour des soufflantes ayant un diamètre plus élevé. À titre d’exemple purement non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière peut être inférieure à 2500 tr/min, par exemple inférieure à 2300 tr/min. À titre d’exemple purement non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 220 cm à 300 cm (par exemple de 240 cm à 280 cm ou de 250 cm à 270 cm) peut être dans la plage allant de 1700 tr/min à 2500 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1800 tr/min à 2300 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1900 tr/min à 2100 tr/min. À titre d’exemple purement non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 330 cm à 380 cm peut être dans la plage allant de 1200 tr/min à 2000 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1300 tr/min à 1800 tr/min, par exemple dans la plage allant de 1400 tr/min à 1800 tr/min. Lors de l’utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec des pales de soufflante associées) tourne autour d’un axe de rotation. Cette rotation entraîne le déplacement de la pointe de la pale de soufflante avec une vitesse Utip. Le travail effectué par les pales de soufflante 13 sur le flux entraîne une augmentation d’enthalpie dH du flux. Une charge de pointe de soufflante peut être définie comme dH/Utip 2 , où dH est l’augmentation d’enthalpie (par exemple l’augmentation d’enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et Utip est la vitesse (de translation) de la pointe de soufflante, par exemple au niveau du bord d’attaque de la pointe (qui peut être définie comme étant le rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d’attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante dans des conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 0.28, 0.29, 0.30, 0.31, 0.32, 0.33, 0.34, 0.35, 0.36, 0.37, 0.38, 0.39 et 0.4 (toutes les valeurs étant adimensionnelle). La charge de pointe de soufflante peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0.28 à 0.31, ou de 0.29 à 0.3. Les moteurs à turbine à gaz selon la présente divulgation peuvent avoir n’importe quel rapport de dilution souhaité, où le rapport de dilution est défini comme étant le rapport du débit massique du flux à travers le conduit de dérivation sur le débit massique du flux à travers le noyau dans des conditions de croisière. Dans certains agencements, le rapport de dilution peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 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 et 20. Le rapport de dilution peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 12 à 16, de 13 à 15, ou de 13 à 14. Le conduit de dérivation peut être sensiblement annulaire. Le conduit de dérivation peut être radialement à l’extérieur du moteur de base. La surface radialement extérieure du conduit de dérivation peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. Le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme étant le rapport de la pression de stagnation en amont de la soufflante sur la pression de stagnation à la sortie du compresseur à la plus haute pression (avant l’entrée dans la chambre de combustion). 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 en croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 50 à 70. La poussée spécifique d’un moteur peut être définie comme étant la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans certains exemples, la poussée spécifique peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique du carburant fourni à la chambre de combustion. Dans des conditions de croisière, la poussée spécifique d’un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s ou 80 Nkg -1 s. La poussée spécifique peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 80 Nkg -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 rapport aux moteurs à turbine à gaz classiques. Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n’importe quelle poussée maximale souhaitée. À titre d’exemple purement non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale d’au moins (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN et 550 kN. La poussée maximale peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). À titre purement indicatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage allant de 330 kN à 420 kN, par exemple de 350 kN à 400 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques normales au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante 101.3 kPa, température 30 degrés C), le moteur étant statique. En cours d’utilisation, la température du flux à l’entrée à la turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, qui peut être appelée TET, peut être mesurée à la sortie vers la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui peut elle-même être appelée aube de distributeur de turbine. Dans certains exemples, la température TET peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique du carburant fourni à la chambre de combustion. En croisière, la température TET peut être au moins (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 1400K, 1450K, 1500K, 1550K, 1600K et 1650K. La température TET en croisière peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). La température TET maximale lors de l’utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l’ordre de) l’une des valeurs suivantes : 1700K, 1750K, 1800K, 1850K, 1900K, 1950K et 2000K. La température TET maximale peut être dans une plage inclusive limitée par deux valeurs quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 1800K à 1950K. La température TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de décollage maximal (MTO). Une pale de soufflante et/ou une partie de profil aérodynamique d’une pale de soufflante décrite(s) et/ou revendiquée(s) ici peut/peuvent être fabriquée(s) à partir de n’importe quel matériau approprié ou d’une combinaison de matériaux. Par exemple au moins une partie de la pale de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel que la fibre de carbone. À titre d’exemple supplémentaire, au moins une partie de la pale de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un métal, tel qu’un métal à base de titane ou un matériau à base d’aluminium (tel qu’un alliage d’aluminium-lithium) ou un matériau à base d’acier. La pale de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, la pale de soufflante peut avoir un bord d’attaque protecteur, qui peut être fabriqué en utilisant un matériau qui est plus capable de résister aux chocs (par exemple avec des oiseaux, de la glace ou tout autre matériau) que le reste de la pale. Un tel bord d’attaque peut par exemple être fabriqué en utilisant le titane ou un alliage à base de titane. Ainsi, à titre purement indicatif, la pale de soufflante peut avoir un corps à base de fibre de carbone ou d’aluminium (tel qu’un alliage d’aluminium-lithium) avec un bord d’attaque en titane. Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les pales de soufflante peuvent s’étendre, par exemple dans une direction radiale. Les pales de soufflante peuvent être attachées à la partie centrale de n’importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque pale de soufflante peut comprendre un élément de fixation qui peut s’engager dans une fente correspondante dans le moyeu (ou un disque). À titre purement indicatif, un tel élément de fixation peut se présenter sous la forme d’une queue d’aronde qui peut s’insérer dans et/ou s’engager dans une fente correspondante dans le moyeu/disque afin de fixer la pale de soufflante au moyeu/disque. À titre d’exemple supplémentaire, les pales de soufflante peuvent être formées d’un seul tenant avec une partie centrale. Un tel agencement peut être appelé disque à aubage ou bague à aubage. Tout procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou une telle bague à aubage. Par exemple, au moins une partie des pales de soufflante peut être usinée à partir d’un bloc et/ou au moins une partie des pales de soufflante peut être attachée au moyeu/disque par soudage, tel qu’un soudage par friction linéaire. Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent ou non être pourvus d’une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varier la surface de sortie du conduit de dérivation lors de l’utilisation. Les principes généraux de la présente divulgation peuvent s’appliquer à des moteurs avec ou sans VAN. La soufflante d’une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n’importe quel nombre souhaité de pales de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 pales de soufflante. Tels qu’utilisés ici, les termes ralenti, roulage, décollage, montée, croisière, descente, approche et atterrissage ont la signification conventionnelle et seraient facilement compris par l’homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement chaque terme pour se référer à une phase de fonctionnement du moteur dans le cadre d’une mission donnée d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être attaché. À cet égard, le ralenti au sol peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est stationnaire et en contact avec le sol, mais où il est nécessaire que le moteur tourne. Au ralenti, le moteur peut produire entre 3% et 9% de poussée disponible du moteur. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 5% et 8% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire entre 6% et 7% de poussée disponible. Le roulage peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé sur le sol par la poussée produite par le moteur. Pendant le roulage, le moteur peut produire entre 5% et 15% de poussée disponible. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 6% et 12% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire entre 7% et 10% de poussée disponible. Le décollage peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. À un stade initial de la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef est en contact avec le sol. À un stade ultérieur de la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef n’est pas en contact avec le sol. Pendant le décollage, le moteur peut produire entre 90% et 100% de poussée disponible. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 95% et 100% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire 100% de poussée disponible. La montée peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. Pendant la montée, le moteur peut produire entre 75% et 100% de poussée disponible. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 80% et 95% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire entre 85% et 90% de poussée disponible. À cet égard, la montée peut faire référence à une phase de fonctionnement dans un cycle de vol d’un aéronef entre le décollage et l’arrivée dans des conditions de croisière. De plus ou en variante, la montée peut faire référence à un point nominal dans un cycle de vol d’un aéronef entre le décollage et l’atterrissage, où une augmentation relative de l’altitude est nécessaire, ce qui peut nécessiter une demande de poussée supplémentaire du moteur. Telles qu’utilisées ici, les conditions de croisière ont la signification conventionnelle et seraient facilement comprises par l’homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement les conditions de croisière comme désignant le point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d’une mission donnée (que l’on peut appeler dans l’industrie « mission économique ») d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être attaché. À cet égard, la mi-croisière est le point dans un cycle de vol d’un aéronef où 50% du carburant total 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 distance - entre la fin de la montée et le début de la descente). Les conditions de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait un fonctionnement en régime permanent (c’est-à-dire en maintenant une altitude constante et un Nombre de Mach constant) à mi-croisière d’un aéronef auquel il est conçu pour être attaché, en tenant compte du nombre de moteurs prévus pour cet aéronef. Par exemple, lorsqu’un moteur est conçu pour être attaché à un aéronef équipé de deux moteurs du même type, dans des conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait nécessaire pour le fonctionnement en régime permanent de cet aéronef à mi-croisière En d’autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière sont définies comme étant le point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (nécessaire pour assurer - en combinaison avec tout autre moteur sur l’aéronef - le fonctionnement en régime permanent de l’aéronef auquel il est conçu pour être attaché à un Nombre de Mach de mi-croisière donné) dans les conditions atmosphériques de mi-croisière (définies par l’Atmosphère Type International conformément à la norme ISO 2533 à l’altitude de mi-croisière). Pour tout moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée de mi-croisière, les conditions atmosphériques et le Nombre de Mach sont connus, et ainsi le point de fonctionnement du moteur dans les conditions de croisière est clairement défini. À titre purement indicatif, la vitesse d’avancement dans les conditions 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. Toute vitesse unique dans ces plages peut faire partie des conditions de croisière. Pour certains aéronefs, les conditions de croisière peuvent être en dehors de ces plages, par exemple inférieures à Mach 0.7 ou supérieures à Mach 0.9. À titre purement indicatif, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques normales (selon l’Atmosphère Type Internationale, ISA) à une altitude qui se trouve dans la plage allant de 10000 m à 15000 m, par exemple dans la plage allant de 10000 m à 12000 m, par exemple dans la plage allant de 10400 m à 11600 m (environ 38000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10500 m à 11500 m, par exemple dans la plage allant de 10600 m à 11400 m, par exemple dans la plage allant de 10700 m (environ 35000 pieds) à 11300 m, par exemple dans la plage allant de 10800 m à 11200 m, par exemple dans la plage allant de 10900 m à 11100 m, par exemple de l’ordre de 11000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre aux conditions atmosphériques normales à n’importe quelle altitude donnée dans ces plages. À titre purement indicatif, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage allant de 30 kN à 35 kN) à un nombre de Mach d’avancement de 0.8 et des conditions atmosphériques normales (selon l’Atmosphère Type Internationale) à une altitude de 38000 pieds (11582 m). À titre d’exemple purement supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point de fonctionnement du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple une valeur dans la plage allant de 50 kN à 65 kN) à un nombre de Mach d’avancement de 0.85 et des conditions atmosphériques normales (selon l’Atmosphère Type Internationale) à une altitude de 35000 pieds (10668 m). En cours d’utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner dans les conditions de croisière définies ailleurs ici. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions de mi-croisière) d’un aéronef sur lequel au moins un moteur à turbine à gaz (par exemple 2 ou 4) peut être monté afin de fournir une poussée propulsive. En outre, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement la descente et/ou l’approche pour se référer à une phase de fonctionnement dans un cycle de vol d’un aéronef entre la croisière et l’atterrissage de l’aéronef. Pendant la descente et/ou l’approche, le moteur peut produire entre 20% et 50% de poussée disponible. Dans d’autres exemples, le moteur peut produire entre 25% et 40% de poussée disponible. Dans encore d’autres exemples, le moteur peut produire entre 30% et 35% de poussée disponible. De plus ou en variante, la descente peut faire référence à un point nominal dans un cycle de vol d’un aéronef entre le décollage et l’atterrissage, où une diminution relative de l’altitude est nécessaire, et qui peut nécessiter une demande de poussée réduite du moteur. Selon un aspect, un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici est prévu. L’aéronef selon cet aspect est l’aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être attaché. Ainsi, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l’aéronef, telles que définies ailleurs ici. Selon un aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici est prévu. Le fonctionnement peut se faire dans les conditions de croisière telles que définies ailleurs ici (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach). Selon un aspect, un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici est prévu. Le fonctionnement selon cet aspect peut comprendre (ou peut être) un fonctionnement à mi-croisière de l’aéronef, tel que défini ailleurs ici. L’homme du métier comprendra que, sauf exclusion mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit(e) en relation avec l’un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué(e) à tout autre aspect. En outre, sauf exclusion mutuelle, tout(e) caractéristique ou paramètre décrit(e) ici peut être appliqué(e) à tout aspect et/ou combiné(e) avec tout(e) autre caractéristique ou paramètre décrit(e) ici. Des modes de réalisation seront maintenant décrits à titre d’exemple uniquement, en référence aux Figures, dans lesquelles : est une vue latérale en coupe d’un moteur à turbine à gaz ; est une vue latérale en coupe rapprochée d’une partie amont d’un moteur à turbine à gaz ; est une vue partiellement en coupe d’une boîte d’engrenages pour un moteur à turbine à gaz ; est une vue schématique d’un aéronef comprenant un dispositif de suivi de composition de carburant ; est une représentation schématique d’un procédé d’identification de carburant ; est une vue schématique d’un système de suivi de composition de carburant d’un aéronef, dans le contexte d’une conduite d’alimentation en carburant et d’un réservoir embarqué, indiquant une utilisation éventuelle en tant que module de détermination de composition de carburant ; est une vue schématique d’un aéronef comprenant un module de détermination de composition de carburant ; est une représentation schématique d’un procédé de fonctionnement d’un aéronef ; est une représentation schématique d’un autre procédé de fonctionnement d’un aéronef ; est une vue schématique d’un aéronef comprenant un dispositif de gestion de carburant ; est une représentation schématique d’un autre procédé de fonctionnement d’un aéronef ; est une vue schématique d’un système de distribution de carburant d’un aéronef, dans le contexte d’un réservoir de carburant et d’un moteur à turbine à gaz ; est une représentation schématique d’un procédé de modification d’un aéronef ; et est une vue schématique d’un aéronef avec un agencement de réservoir différent de celui représenté à la , la ou la , comprenant un dispositif de gestion de carburant et un réservoir de compensation ; est une représentation schématique d’un autre procédé de fonctionnement d’un aéronef ; est une vue schématique d’un système de distribution de carburant d’un aéronef, dans le contexte d’un réservoir de carburant, d’un APU et d’un moteur à turbine à gaz ; est une représentation schématique d’un autre procédé de modification d’un aéronef ; et est une vue schématique d’un aéronef avec un agencement de réservoir différent de celui représenté à la ; est une vue schématique d’un aéronef comprenant un dispositif de gestion de carburant et ayant un agencement de réservoir différent de celui représenté à la ; est une représentation schématique d’un procédé de fonctionnement d’un aéronef ; est une vue schématique d’un système de distribution de carburant d’un aéronef, dans le contexte de réservoirs de carburant et d’un moteur à turbine à gaz ; est une représentation schématique d’un procédé de modification d’un aéronef ; est une représentation schématique d’un procédé de fonctionnement d’un aéronef ; est une représentation schématique d’un procédé de modification d’un aéronef ; et est une représentation schématique d’un procédé de fonctionnement d’un aéronef. La illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend une prise d’air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d’air : un flux d’air principal A et un flux d’air de dérivation B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un noyau 11 qui reçoit le flux d’air principal A. Le noyau 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 principale 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de dérivation 22 et une tuyère d’échappement de dérivation 18. Le flux d’air de dérivation B s’écoule à travers le conduit de dérivation 22. La soufflante 23 est attachée à et entraînée par la turbine basse pression 19 via un arbre 26 et une boîte d’engrenages épicycloïdaux 30. En cours d’utilisation, le flux d’air principal 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 avec du carburant F et le mélange est soumis à une combustion. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent ensuite à travers, et entraînent ainsi, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d’être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une certaine poussée propulsive. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un arbre d’interconnexion approprié 27. La soufflante 23 fournit généralement la majorité de la poussée propulsive. La boîte d’engrenages épicycloïdaux 30 est un réducteur. Un agencement exemplaire pour un moteur à turbine à gaz à soufflante à réducteur 10 est représenté sur la . La turbine basse pression 19 (voir ) entraîne l’arbre 26, qui est couplé à une roue solaire, ou à un planétaire, 28 de l’agencement à engrenages épicycloïdaux 30. Une pluralité d’engrenages planétaires 32, qui sont disposés radialement à l’extérieur du planétaire 28 et engrènent avec ce dernier, sont couplés entre eux par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 contraint les engrenages planétaires 32 à effectuer une précession autour du planétaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque engrenage planétaire 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est couplé via des bielles 36 à la soufflante 23 afin d’entraîner sa rotation autour de l’axe de moteur 9. Un anneau ou une couronne 38 qui est couplé(e), via des bielles 40, à une structure de support stationnaire 24 est disposé(e) radialement à l’extérieur des engrenages planétaires 32 et engrène avec ces derniers. Il est à noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu’utilisés ici peuvent être interprétés comme désignant respectivement 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) et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés entre eux 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 la boîte d’engrenages qui entraîne la soufflante 23). Dans certaines publications, les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent aussi être appelés « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu’une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être appelée premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression. La boîte d’engrenages épicycloïdaux 30 est représentée plus en détail, et à titre d’exemple, sur la . Chacun(e) du planétaire 28, des engrenages planétaires 32 et de la couronne 38 comprend des dents sur sa périphérie qui viennent engrener avec celles des autres engrenages. Cependant, pour plus de clarté, seules des parties exemplaires des dents sont illustrées sur la . Il y a quatre engrenages planétaires 32 illustrés, bien qu’il soit évident pour l’homme du métier que plus ou moins d’engrenages planétaires 32 peuvent être prévus dans l’étendue de l’invention revendiquée. Les applications pratiques d’une boîte d’engrenages épicycloïdaux planétaires 30 comprennent généralement au moins trois engrenages planétaires 32. La boîte d’engrenages épicycloïdaux 30 illustrée à titre d’exemple sur les Figures 2 et 3 est du type planétaire, dans le sens où le porte-satellites 34 est couplé à un arbre de sortie via des bielles 36, avec la couronne 38 fixe. Cependant, tout autre type approprié de boîte d’engrenages épicycloïdaux 30 peut être utilisé. À titre d’exemple additionnel, la boîte d’engrenages épicycloïdaux 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) 38 pouvant tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne 38. À titre d’exemple alternatif additionnel, la boîte d’engrenages 30 peut être une boîte d’engrenages différentielle dans laquelle la couronne 38 et le porte-satellites 34 peuvent tous deux tourner. On comprendra que l’agencement représenté sur les Figures 2 et 3 soit donné à titre d’exemple uniquement, et que diverses variantes entrent dans le cadre de la présente divulgation. À titre purement indicatif, tout agencement approprié peut être utilisé pour installer la boîte d’engrenages 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier la boîte d’engrenages 30 au moteur 10. À titre d’exemple additionnel, les liaisons (telles que les bielles 36, 40 dans l’exemple de la ) entre la boîte d’engrenages 30 et d’autres parties du moteur 10 (telles que l’arbre d’entrée 26, l’arbre de sortie et la structure fixe 24) peuvent avoir n’importe quel degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d’exemple additionnel, tout agencement approprié des paliers entre les parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d’entrée et de sortie de la boîte d’engrenages et les structures fixes, telles que le carter de boîte d’engrenages) peut être utilisé, et la divulgation n’est pas limitée à l’agencement particulier de la . Par exemple, lorsque la boîte d’engrenages 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l’homme du métier comprendra aisément que l’agencement des bielles de sortie et de support et les emplacements de palier seront typiquement différents de ceux représentés à titre d’exemple à la . En conséquence, la présente divulgation s’étend à un moteur à turbine à gaz ayant n’importe quel agencement de types de boîte d’engrenages (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d’agencement d’arbres d’entrée et de sortie, et d’emplacements de palier. Éventuellement, la boîte d’engrenages peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un précompresseur). D’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente divulgation peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un nombre alternatif de compresseurs et/ou de turbines et/ou un nombre alternatif d’arbres d’interconnexion. À titre d’exemple additionnel, le moteur à turbine à gaz représenté sur la possède une tuyère à flux divisé 18, 20, c’est à dire que le flux à travers le conduit de dérivation 22 possède sa propre tuyère 18 qui est séparée et radialement à l’extérieur de la tuyère de moteur principale 20. Cependant, ceci n’est pas limitatif, et tout aspect de la présente divulgation peut également s’appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de dérivation 22 et le flux à travers le noyau 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une seule tuyère, qui peut être appelée tuyère à flux mixte. Une ou les deux tuyères (qu’il s’agisse d’une tuyère à flux mixte ou divisé) peut/peuvent avoir une surface fixe ou variable. Bien que l’exemple décrit se rapporte à un turboréacteur à double flux, la divulgation peut s’appliquer, par exemple, à tout type de moteur à turbine à gaz, tel que, par exemple, un moteur à rotor non caréné (dont l’étage de soufflante n’est pas entouré d’une nacelle) ou un turbopropulseur. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre de boîte d’engrenages 30. La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et de ses composants, est définie par un système d’axe conventionnel, comprenant une direction axiale (qui est alignée avec l’axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction de bas en haut à la ) et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page dans la vue de la ). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont perpendiculaires entre elles. Le carburant F fourni à l’équipement de combustion 16 peut comprendre un carburant à base d’hydrocarbures fossiles, tel que le kérosène. Ainsi, le carburant F peut comprendre des molécules d’une ou plusieurs des familles chimiques des n-alcanes, des iso-alcanes, des cycloalcanes et des composés aromatiques. De plus ou en variante, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, autrement appelés carburant d’aviation durable (SAF). Dans chacun des exemples fournis, le carburant F peut comprendre un ou plusieurs éléments de trace y compris, par exemple, le soufre, l’azote, l’oxygène, des matières inorganiques et des métaux. Les performances fonctionnelles d’une composition donnée, ou d’un mélange de carburants à utiliser dans le cadre d’une mission donnée, peuvent être définies, au moins en partie, par la capacité du carburant à assurer le cycle de Brayton du moteur à turbine à gaz 10. Les paramètres définissant les performances fonctionnelles peuvent inclure, par exemple, l’énergie massique ; la densité d’énergie ; la stabilité thermique ; et les émissions contenant des matières particulaires. Une énergie massique relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de masse), exprimée en MJ/kg, peut réduire au moins partiellement le poids au décollage, assurant ainsi potentiellement une amélioration relative du rendement de carburant. Une densité d’énergie relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de volume), exprimée en MJ/L, peut réduire au moins partiellement le volume de carburant au décollage, ce qui peut être particulièrement important pour des missions à volume limité ou des opérations militaires impliquant un ravitaillement. Une stabilité thermique relativement plus élevée (c’est-à-dire la capacité à inhiber la dégradation ou la cokéfaction du carburant sous contrainte thermique) peut permettre au carburant de supporter des températures élevées dans le moteur et les injecteurs de carburant, assurant ainsi potentiellement des améliorations relatives du rendement de combustion. Des émissions réduites, contenant des matières particulaires, peuvent permettre de réduire la formation de traînée de condensation, tout en réduisant l’impact environnemental d’une mission donnée. D’autres propriétés du carburant peuvent également être déterminantes pour les performances fonctionnelles. Par exemple, un point de congélation (°C) relativement plus bas peut permettre à des missions à longue distance d’optimiser les profils de vol ; des concentrations minimales d’hydrocarbures aromatiques (%) peuvent assurer un gonflement suffisant de certains matériaux utilisés dans la construction de joints toriques et de joints d’étanchéité qui ont été précédemment exposés à des carburants à fortes teneurs en composés aromatiques ; et, une tension superficielle maximale (mN/m) peut assurer une rupture de pulvérisation et une atomisation suffisantes du carburant. Le rapport du nombre d’atomes d’hydrogène sur le nombre d’atomes de carbone dans une molécule peut influencer l’énergie massique d’une composition ou d’un mélange de carburants donné(e). Les carburants ayant des rapports plus élevés d’atomes d’hydrogène sur atomes de carbone peuvent avoir des énergies spécifiques plus élevées en l’absence de contrainte de liaison. Par exemple, les carburants à base d’hydrocarbures fossiles peuvent comprendre des molécules ayant d’environ 7 à 18 carbones, une partie importante d’une composition donnée étant issue de molécules ayant 9 à 15 carbones, avec une moyenne de 12 carbones. La norme D7566 de l’ASTM International (ASTM), Spécification standard pour le carburant de turbine d’aviation contenant des hydrocarbures synthétisés (ASTM 2019c), approuve un certain nombre de mélanges de carburant d’aviation durable comprenant entre 10% et 50% de carburant d’aviation durable (le reste comprenant un ou plusieurs carburants à base d’hydrocarbures fossiles, tels que le kérosène), avec d’autres compositions en attente d’approbation. Cependant, l’industrie aéronautique prévoit que des mélanges de carburant d’aviation durable comprenant jusqu’à (y compris) 100% de carburant d’aviation durable (SAF) seront finalement approuvés pour l’utilisation. Les carburants d’aviation durables peuvent comprendre un ou plusieurs parmi des n-alcanes, des iso-alcanes, des cyclo-alcanes et des composés aromatiques, et peuvent être produits, par exemple, à partir d’un ou plusieurs parmi un gaz de synthèse (syngaz) ; des lipides (par exemple des matières grasses, des huiles et des graisses) ; des sucres ; et des alcools. Ainsi, les carburants d’aviation durables peuvent comprendre une teneur plus faible en hydrocarbures aromatiques et/ou en soufre, par rapport à des carburants à base d’hydrocarbures fossiles. De plus ou en variante, les carburants d’aviation durables peuvent comprendre une teneur plus élevée en iso-alcanes et/ou en cyclo-alcanes, par rapport à des carburants à base d’hydrocarbures fossiles. Ainsi, dans certains exemples, les 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. En raison, au moins en partie, de la structure moléculaire des carburants d’aviation durables, les carburants d’aviation durables peuvent fournir des avantages comprenant, par exemple, un ou plusieurs parmi une densité d’énergie plus élevée ; une énergie massique plus élevée ; une capacité calorifique spécifique plus élevée ; une stabilité thermique plus élevée ; un pouvoir lubrifiant plus élevé ; une viscosité plus faible ; une tension superficielle plus faible ; un point de congélation plus bas ; des émissions de suies plus faibles ; et des émissions de CO2 plus faibles, par rapport à des carburants à base d’hydrocarbures fossiles (par exemple, lors de la combustion dans l’équipement de combustion 16). Par conséquent, par rapport à des carburants à base d’hydrocarbures fossiles, tels que le kérosène, les carburants d’aviation durables peuvent entraîner une diminution relative de la consommation spécifique de carburant et/ou une diminution relative des coûts de maintenance. Comme le montrent les Figures 4 et 7, un aéronef 1 peut comprendre de multiples réservoirs de carburant 50, 53 ; par exemple un réservoir de carburant primaire 50 plus grand 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 n’avoir qu’un seul réservoir de carburant 50, et/ou les réservoirs de carburant d’ailes 53 peuvent être plus grands que le réservoir de carburant central 50, ou aucun réservoir de carburant central ne peut être prévu (tout le carburant étant stocké dans ce cas dans les ailes de l’aéronef) - on comprendra que de nombreuses configurations de réservoir différentes sont envisagées et que les exemples illustrés sont fournis pour faciliter la description et ne sont pas destinés à être limitatifs. La et la montrent 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 à partir d’un circuit d’alimentation en carburant à bord de l’aéronef 1. Le circuit d’alimentation en carburant des exemples illustrés comprend une seule source de carburant. Aux fins 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 agencée pour fournir une source de carburant séparée, c’est-à-dire qu’une première source de carburant peut contenir un premier carburant ayant une caractéristique ou des caractéristiques différente(s) d’un deuxième carburant contenu dans une deuxième source de carburant. Les première et deuxième sources de carburant ne sont donc pas couplées fluidiquement l’une à l’autre de manière à séparer les différents carburants (au moins dans des conditions de fonctionnement normales). Dans les présents exemples, 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 gauche et au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile droite pour l’équilibrage. Tous les réservoirs 50, 53 sont interconnectés fluidiquement dans l’exemple représenté, formant ainsi une seule source de carburant. Chacun du réservoir de carburant central 50 et des 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 en communication fluidique avec le réservoir central 50, formant ainsi une deuxième source de carburant séparée. À des fins d’équilibrage, un ou plusieurs réservoirs de carburant dans l’aile gauche peuvent être en communication fluidique avec le ou les plusieurs réservoirs de carburant dans l’aile droite. Cela peut être réalisé par l’intermédiaire d’un réservoir de carburant central (si ce réservoir ne fait pas partie de l’autre source de carburant), ou en contournant le(s) réservoir(s) de carburant central/centraux, ou 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 deuxième source de carburant comprend un autre réservoir de carburant central séparé. Une interconnexion fluidique entre des réservoirs de carburant d’ailes et le réservoir de carburant central de la première source de carburant peut être prévue pour l’équilibrage de l’aéronef 1. Dans certains exemples, la répartition de réservoirs de carburant 50, 53 disponibles sur l’aéronef 1 peut être contrainte de sorte que la première source de carburant et la deuxième source de carburant soient chacune sensiblement symétriques par rapport à l’axe de l’aéronef. Dans les cas où une répartition asymétrique de réservoirs de carburant est autorisée, un moyen approprié de transfert de carburant est généralement prévu entre des réservoirs de carburant de la première source de carburant et/ou entre des réservoirs de carburant de la deuxième source de carburant de sorte que la position du centre de masse de l’aéronef puisse être maintenue dans des limites latérales acceptables tout au long du vol. Un aéronef 1 peut être ravitaillé en reliant un récipient de stockage de carburant 60, tel que celui fourni par un camion-citerne d’aéroport, ou un pipeline permanent, à un orifice de raccordement de conduite de carburant 62 de l’aéronef, via une conduite de carburant 61. Une quantité souhaitée de carburant peut être transférée du récipient de stockage de carburant 60 vers le ou les plusieurs réservoirs 50, 53 de l’aéronef 1. En particulier dans les exemples avec plus d’une source de carburant, dans lesquels différents réservoirs 50, 53 doivent être remplis de différents carburants, de multiples orifices de raccordement de conduite de carburant 62 peuvent être prévus au lieu d’un, et/ou des soupapes peuvent être utilisées pour diriger le carburant de manière appropriée. Les aéronefs se ravitaillent généralement dans plusieurs aéroports différents, par exemple au début et à la fin d’un vol longue distance. Bien qu’il existe des normes auxquelles tous les carburants d’aviation doivent être conformes, comme mentionné ci-dessus, des carburants d’aviation différents ont des compositions différentes, par exemple en fonction de leur source (par exemple, différentes sources pétrolières, 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 tous les additifs inclus (par exemple, tels que les antioxydants et les inhibiteurs de catalyse métallique, les biocides, les réducteurs statiques, les inhibiteurs de givrage, les inhibiteurs de corrosion) et de toutes les impuretés. En plus du fait qu’elle varie d’un aéroport à l’autre et d’un fournisseur de carburant à l’autre, la composition de carburant du carburant d’aviation disponible peut varier d’un lot à l’autre, même pour un aéroport ou un fournisseur de carburant donné. En outre, les réservoirs de carburant 50, 53 de l’aéronef 1 ne sont généralement pas vidés avant d’être remplis pour un vol ultérieur, ce qui entraîne des mélanges de différents carburants dans les réservoirs - un carburant de composition différente résultant effectivement du mélange. Les inventeurs ont apprécié que, étant donné que différents carburants peuvent avoir des propriétés différentes, tout en restant conformes aux normes, la connaissance du ou des carburant(s) disponible(s) pour un aéronef 1 peut permettre une commande plus efficace et adaptée de l’aéronef 1, et plus particulièrement du système de propulsion 2 de l’aéronef (c’est-à-dire le ou les plusieurs moteurs à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1, et les commandes et composants associés). La connaissance du carburant peut donc être utilisée en tant qu’outil pour améliorer les performances de l’aéronef, de sorte que la surveillance de la composition de carburant puisse présenter des avantages. Dans divers exemples, une approche de sommation infinie active peut être adoptée, pour suivre la variation de la composition de carburant d’un carburant dans un réservoir de carburant 50, 53 au cours du temps, après de multiples remplissages. Pour cette approche, on suppose que tous les carburants d’aviation sont entièrement miscibles, et qu’un mélange homogène est formé dans un réservoir de carburant 50, 53 au moins pendant le fonctionnement de l’aéronef (la séparation des carburants dans le réservoir en raison des différences de densités peut être observée dans des réservoirs statiques, lorsqu’un carburant moins dense est ajouté au-dessus d’un carburant plus dense, mais qu’une telle séparation ne devrait pas perdurer en vol, car les mouvements du réservoir et les vibrations du système induiront un mélange). Un enregistrement peut être conservé pour chaque réservoir de carburant, dans les exemples dans lesquels l’aéronef 1 a de multiples réservoirs de carburant 50, 53. Une telle approche comprend l’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant 50, 53 avant le ravitaillement. Tel qu’utilisé ici, le terme « caractéristiques de carburant » fait référence à des 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. Les exemples de caractéristiques de carburant comprennent 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. les paramètres d’une distribution d’hydrocarbures du carburant, tels que : • la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant, et éventuellement également/en variante la teneur en hydrocarbures multi-aromatiques du carburant ; • le rapport hydrogène sur carbone (H/C) du carburant ; • des informations sur la composition en % de certains ou de tous les hydrocarbures présents ; iii. la présence ou le pourcentage d’un élément particulier ou d’une espèce particulière, tels que : • le pourcentage d’espèces contenant de l’azote dans le carburant ; • la présence ou le pourcentage d’une espèce traceuse ou d’un élément de trace dans le carburant ; • la teneur en naphtalène du carburant ; • la teneur en soufre du carburant ; • la teneur en cycloparaffines du carburant ; • la teneur en oxygène du carburant ; iv. une ou plusieurs propriétés du carburant lors de son utilisation dans un moteur à turbine à gaz 10, telles que : • le niveau d’émissions de matières particulaires non volatiles (nvPM) ou d’émissions de CO2 lors de la combustion ; • le niveau de cokéfaction du carburant ; v. une ou plusieurs propriétés du carburant lui-même, indépendantes de son utilisation dans un moteur 10 ou de sa combustion, telles que : • la stabilité thermique du carburant (par exemple la température de dégradation thermique) ; et • une ou plusieurs propriétés physiques telles que la densité, la viscosité, le pouvoir calorifique, la température de congélation et/ou la capacité calorifique. Les caractéristiques de carburant à suivre peuvent être sélectionnées sur la base des propriétés du carburant les plus pertinentes pour les changements qui peuvent être apportés au système de propulsion 2. L’obtention des caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant 50, 53 avant le ravitaillement peut comprendre une ou plusieurs parmi : (i) la détection physique et/ou chimique d’un(e) ou plusieurs caractéristiques ou paramètres de la composition du carburant déjà présent dans le réservoir de carburant 50, 53 (ceci peut permettre une détection directe des caractéristiques de carburant, et/ou peut permettre aux caractéristiques de carburant d’être déterminées à partir des résultats de détection), et/ou la détection d’un ou plusieurs éléments ou composés de trace ajoutés au carburant pour faciliter son identification (par exemple un colorant) ; (ii) l’obtention du résultat d’une détermination antérieure effectuée en utilisant une approche de sommation infinie active telle que décrite ici, par exemple en récupérant une ou plusieurs valeurs de caractéristiques de carburant à partir d’un magasin de données local à bord de l’aéronef 1 ; (iii) la réception de données, par exemple à partir d’une entrée fournie au niveau d’une interface utilisateur, ou de données transmises à l’aéronef 1. Dans certains exemples, plusieurs procédés différents peuvent être exécutés pour obtenir les caractéristiques de carburant - par exemple, différents procédés peuvent être utilisés pour différentes caractéristiques, et/ou différents procédés peuvent être utilisés pour la même caractéristique comme contrôle. Dans certains exemples, l’obtention de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant 50, 53 avant le ravitaillement peut comprendre l’obtention de données de caractéristiques de carburant stockées, et la détection chimique ou physique d’un ou plusieurs paramètres de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant 50, 53 avant le ravitaillement, et la comparaison de ceux-ci aux données de caractéristiques de carburant stockées. L’entrée à l’étape de calcul décrite ci-dessous peut donc être vérifiée sur la base du ou des plusieurs paramètres détectés. S’il existe une discordance entre la caractéristique de carburant stockée et le paramètre détecté correspondant, une alerte peut être prévue. Comme mentionné ci-dessus, pour cette approche, on suppose généralement que les carburants sont parfaitement miscibles, formant un mélange homogène dans les réservoirs 50, 53. Cependant, s’il existe une possibilité de mélange imparfait de carburants dans le réservoir 50, 53 (par exemple après une longue période sans mouvement pour un mélange de carburants connu pour contenir des carburants de densités différentes), la composition de carburant sortant du réservoir de carburant 50, 53 sur son chemin vers le moteur 10, 44 peut être examinée. Si les caractéristiques de carburant mesurées, calculées ou autrement déterminées du carburant quittant le réservoir 50, 53 diffèrent de celles du mélange homogène attendu dans le réservoir 50, 53, un éventuel problème de mélange imparfait peut être signalé dans certains scénarios (par exemple s’il existe une différence de densité significative entre le carburant déjà dans le réservoir et le carburant nouvellement ajouté, ce qui pourrait entraîner une stratification) au lieu, ou en plus, de la signalisation d’éventuelles erreurs de compréhension du contenu global du réservoir. Les caractéristiques de carburant peuvent être détectées de diverses manières, à la fois directes (par exemple à partir de données de capteur correspondant à la caractéristique de carburant en question) et indirectes (par exemple par déduction ou calcul à partir d’autres caractéristiques ou mesures, ou par référence à des données d’un traceur détecté spécifique dans le carburant). Les caractéristiques peuvent être déterminées en tant que valeurs relatives par rapport à 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 hydrocarbures aromatiques ou en cycloparaffines du carburant peut être déterminée sur la base des 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 de trace, 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 si le carburant est le kérosène. • Les mesures du mode vibratoire d’un cristal piézoélectrique exposé au carburant peuvent être utilisées comme base pour la détermination de diverses caractéristiques de carburant, y compris la teneur en composés 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 superficiels sur le cristal piézoélectrique qui entraînera un changement de mode vibratoire. • Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en collectant des paramètres de performance du moteur à turbine à gaz 10 pendant une première période de fonctionnement (comme pendant le décollage), et éventuellement également pendant une deuxième période de fonctionnement (par exemple pendant la croisière), et en comparant ces paramètres collectés à des valeurs attendues en cas d’utilisation de carburant de propriétés 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 par spectroscopie UV-Vis effectuée sur le carburant. • Diverses caractéristiques de carburant y compris la teneur en soufre, la teneur en naphtalène, la teneur en hydrocarbures aromatiques et le rapport hydrogène sur carbone, peuvent être déterminées par la mesure des substances présentes dans les gaz d’échappement émis par le moteur à turbine à gaz 10 pendant de son utilisation. • Le pouvoir calorifique du carburant peut être déterminé, lors du fonctionnement de l’aéronef 1, sur la base de mesures prises à mesure que le carburant est brûlé - par exemple en utilisant le débit de carburant et la vitesse d’arbre ou le changement de température à travers la chambre de combustion 16. • Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en réalisant un changement de fonctionnement agencé pour affecter le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10, en détectant une réponse au changement de fonctionnement ; et en déterminant la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant sur la base de la réponse au changement de fonctionnement. • Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en relation avec des caractéristiques de carburant d’un premier carburant en changeant un carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10 du premier carburant à un deuxième carburant, et en déterminant la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du deuxième carburant sur la base d’un changement dans une relation entre T30 et l’une de T40 et T41 (la relation indiquant l’élévation de température à travers la chambre de combustion 16). Les caractéristiques peuvent être déterminées en tant que valeurs relatives par rapport au premier carburant, ou en tant que valeurs absolues, par exemple par référence à des valeurs connues pour le premier carburant. (Telles qu’utilisées ici, T30, T40 et T41, et toutes autres pressions et températures numérotées, sont définies à l’aide de la numérotation de postes répertoriée dans la norme SAE AS755, en particulier : • T30 = Température Totale à la Sortie du Compresseur Haute Pression (HPC) ; • T40 = Température Totale à la Sortie de la Chambre de Combustion ; • T41 = Température Totale à l’Entrée du Rotor de la Turbine Haute Pression (HPT). Dans les exemples actuellement décrits, la quantité de carburant présente dans le réservoir 50, 53 avant le ravitaillement (par exemple la masse, le volume et/ou le % de remplissage) est également notée, par exemple automatiquement détectée et enregistrée dans un stockage informatique/mémoire à bord de l’aéronef 1. En plus de l’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant de tout carburant déjà présent dans le réservoir de carburant 50, 53 avant le ravitaillement, une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant à ajouter au réservoir de carburant 50, 53 lors du ravitaillement sont également obtenues. L’obtention de caractéristiques de carburant du carburant à ajouter au réservoir de carburant 50, 53 lors du ravitaillement peut comprendre une ou plusieurs parmi : (i) la détection physique et/ou chimique d’une ou plusieurs caractéristiques de la composition du carburant (par exemple dans une unité de test en atelier, ou lorsque le carburant est transporté vers un réservoir de carburant sur site, ou bien en cours d’utilisation dans le moteur à turbine à gaz 10), permettant ainsi une détection directe des caractéristiques de carburant ou fournissant des données à partir desquelles elles peuvent être déterminées, comme mentionné ci-dessus, et/ou (ii) la détection d’un ou plusieurs éléments ou composés traceurs ajoutés au carburant pour faciliter son identification (par exemple un colorant) ; (iii) la réception de données, par exemple à partir d’une entrée fournie au niveau d’une interface utilisateur, ou de données transmises à l’aéronef, par exemple en scannant un code à barres associé à la distribution de carburant. En ce qui concerne l’obtention de caractéristiques de carburant d’un carburant déjà présent dans le réservoir 50, 53, dans certains exemples, plusieurs procédés différents peuvent être exécutés pour obtenir les caractéristiques de carburant du mélange de carburants résultant - par exemple, différents procédés peuvent être utilisés pour différentes caractéristiques, et/ou différents procédés peuvent être utilisés pour la même caractéristique comme contrôle. Tout procédé de détection approprié tel que mentionné ci-dessus peut être utilisé. En supposant que l’hypothèse d’un mélange uniforme s’applique, les caractéristiques de carburant d’un carburant quittant le réservoir 50, 53 et entrant dans le moteur 10 peuvent être déterminées en tant que moyen de validation du résultat de calcul 2006 des caractéristiques de carburant du mélange. Dans les exemples actuellement décrits, une quantité de carburant ajoutée au réservoir 50, 53 lors du ravitaillement (par exemple, explicitement par masse ajoutée, ou volume ajouté, et/ou implicitement par changement de masse, de volume ou de % de remplissage) est également notée (par exemple, automatiquement détectée, ou fournie par un fournisseur de carburant, et enregistrée dans un stockage informatique/mémoire à bord de l’aéronef 1). Une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant résultant dans le réservoir de carburant 50, 53 après le ravitaillement sont ensuite calculées en utilisant les données de tout carburant initialement dans le réservoir, et les données du carburant ajouté au réservoir. Ces calculs peuvent être effectués pour chaque source de carburant séparément - par exemple, une première source de carburant peut être vide avant le ravitaillement et ne contenir donc que le nouveau carburant, et une deuxième source de carburant peut ne pas être vide avant le ravitaillement et peut contenir un mélange de l’ancien et du nouveau carburant après le ravitaillement. Dans de tels cas, le fait de brûler un carburant de la première source de carburant dans le moteur à turbine à gaz 10 peut permettre la détermination des caractéristiques de carburant du nouveau carburant, et les caractéristiques de carburant du mélange dans la deuxième source de carburant peuvent ensuite être calculées en utilisant les caractéristiques déterminées pour le nouveau carburant, le pourcentage de mélange et les données de l’ancien carburant. Les données de caractéristiques de carburant actuelles du carburant dans le réservoir peuvent être stockées, mettant à jour les caractéristiques de carburant enregistrées du carburant présent dans le réservoir de carburant 50, 53 après chaque ravitaillement de l’aéronef 1. En variante, un enregistrement continu des compositions de carburant utilisées au fil du temps peut être conservé ; en variante, seule une composition de carburant actuelle peut être stockée. Un dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut être utilisé pour enregistrer et stocker des données de composition de carburant, et éventuellement également pour recevoir les caractéristiques de carburant du carburant à ajouter lors du ravitaillement, et calculer des données de composition de carburant mises à jour. Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut être prévu en tant qu’unité de suivi de composition de carburant séparée 202, comme le montrent les Figures 4 et 6, ou en tant que module intégré dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé(s) dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants, par exemple en tant que partie d’un régulateur électronique moteur (EEC) 42. Dans l’exemple représenté, deux capteurs 204a, 204b sont prévus, chacun étant agencé pour détecter physiquement et/ou chimiquement une ou plusieurs caractéristiques de la composition du carburant ajouté au réservoir de carburant 50, 53 lors du ravitaillement. Les capteurs 204 et le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peuvent être décrits ensemble comme un système de suivi de composition de carburant 203, comme le montre la . Dans des exemples alternatifs, aucun capteur 204 de ce type ne peut être prévu (par exemple, un code à barres associé au récipient de stockage de carburant 60 peut être lu et les données correspondantes du carburant sont fournies au dispositif de suivi de composition de carburant 202), ou plus ou moins de capteurs peuvent être prévus. Certains exemples peuvent comprendre en outre la détection chimique ou physique d’un ou plusieurs paramètres du carburant résultant dans le réservoir de carburant 50, 53 après le ravitaillement. Les paramètres détectés peuvent ensuite être comparés à une ou plusieurs des caractéristiques de carburant calculées, pour vérifier le résultat. S’il existe une discordance entre la caractéristique de carburant calculée et le paramètre détecté correspondant, une alerte peut être prévue. Une approche de sommation infinie active telle que décrite ici pourrait être utilisée en continu tout au long de la durée de vie d’un aéronef 1 (ou entre des services au cours desquels un réservoir de carburant 50, 53 peut être vidangé). Cependant, il peut être avantageux d’établir une nouvelle référence pour les données de composition de carburant par intervalles. L’établissement d’une nouvelle référence peut comprendre la détermination chimique et/ou physique d’un ou plusieurs paramètres du carburant dans le réservoir de carburant 50, 53, et l’utilisation des valeurs déterminées pour remplacer les caractéristiques de carburant stockées pour le carburant dans le réservoir de carburant. Dans certains exemples, la détermination chimique et/ou physique d’un ou plusieurs paramètres du carburant dans le réservoir de carburant 50, 53 pour l’établissement d’une nouvelle référence peut être effectuée par extraction d’un échantillon du carburant du réservoir de carburant pour un test en atelier ; par exemple, il peut être envoyé à un laboratoire pour analyse ou fourni à un poste de test au sol disponible dans un aéroport. Dans d’autres exemples, des procédés de test sur site et éventuellement in situ peuvent être utilisés. L’établissement d’une nouvelle référence (c’est-à-dire la détermination chimique et/ou physique d’un ou plusieurs paramètres du carburant dans le réservoir de carburant 50, 53 et l’utilisation des valeurs déterminées pour remplacer les caractéristiques de carburant stockées pour le carburant dans le réservoir de carburant) peut être effectué en réponse à un événement déclencheur. Un événement déclencheur peut être une durée seuil écoulée depuis une détermination (chimique et/ou physique) précédente du ou des plusieurs paramètres du carburant dans le réservoir de carburant, ou un nombre seuil d’événements de ravitaillement et/ou de vols atteints depuis une détermination (chimique et/ou physique) précédente du ou des plusieurs paramètres du carburant dans le réservoir de carburant. De plus ou en variante, un événement déclencheur peut être la détection d’un écart entre une ou plusieurs des caractéristiques calculées et un paramètre détecté - par exemple lorsqu’une valeur calculée diffère d’une valeur détectée d’une quantité dépassant un seuil ou une valeur de tolérance. Dans certains exemples, une alerte est prévue (par exemple une alarme sonore et/ou visuelle, et/ou un message envoyé au pilote ou à une autre personne) lors de la détection d’un tel écart - une décision peut alors être prise quant à savoir s’il faut établir une nouvelle référence immédiatement, ou accepter que l’incertitude de la composition de carburant peut signifier l’impossibilité de fonctionner de la manière la plus efficace pour le(s) prochain(s) vol(s) jusqu’à ce qu’une occasion d’établissement d’une nouvelle référence se présente. La commande intelligente du système de propulsion 2 sur la base des caractéristiques de carburant peut être désactivée jusqu’au prochain événement d’établissement d’une nouvelle référence . Une fois que la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant résultant dans le réservoir de carburant 50, 53 après le ravitaillement ont été déterminées, le système de propulsion 2 peut être commandé sur la base des caractéristiques de carburant calculées. Par exemple : • Un paramètre de fonctionnement d’un système de gestion thermique de l’aéronef (par exemple un échangeur de chaleur carburant-huile) peut être changé, ou la température de carburant fourni à la chambre de combustion 16 du moteur 10 peut être changée. • Lorsque plus d’un carburant est stocké à bord d’un aéronef 1, la sélection du carburant à utiliser pour telle ou telle opération (par exemple, pour des opérations au sol par opposition au vol, pour un démarrage à basse température ou pour des opérations avec des demandes de poussée différentes) peut être effectuée sur la base des caractéristiques de carburant telles que le % de SAF, le potentiel de génération de nvPM, la viscosité et le pouvoir calorifique. Un système de distribution de carburant peut donc être commandé de manière appropriée sur la base des caractéristiques de carburant. • Une ou plusieurs gouvernes de l’aéronef 1 peuvent être ajustées de manière à changer d’itinéraire et/ou d’altitude sur la base de la connaissance du carburant. • Le pourcentage de déversement d’une pompe à carburant (c’est-à-dire la proportion de carburant pompé remis en circulation au lieu d’être transmis à la chambre de combustion) peut être changé, par exemple sur la base du % de SAF du carburant. La pompe et/ou une ou plusieurs soupapes peuvent donc être commandées de manière appropriée sur la base des caractéristiques de carburant. • Des changements de la programmation d’aubages directeurs d’entrée variables (VIGV) peuvent être effectués sur la base des caractéristiques de carburant. Les VIGV peuvent donc être déplacés, ou un déplacement des VIGV peut être annulé, selon le cas sur la base des caractéristiques de carburant. Un système de propulsion 2 pour un aéronef peut donc comprendre un système de suivi de composition de carburant 203 agencé pour : stocker 2002 des données de caractéristiques de carburant actuelles, les données de caractéristiques de carburant comprenant une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant présent dans le réservoir de carburant 50, 53 ; obtenir 2004 une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant ajouté au réservoir de carburant 50, 53 lors du ravitaillement ; et calculer 2006 des valeurs mises à jour pour la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant dans le réservoir de carburant 50, 53 après le ravitaillement. L’obtention 2004 de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant ajouté au réservoir de carburant 50, 53 lors du ravitaillement peut être effectuée avant, pendant ou après le ravitaillement lui-même, par exemple en utilisant une unité de test en atelier, des capteurs de conduite de carburant, ou des capteurs de performance de moteur à turbine à gaz, respectivement, ou bien en recevant des données par voie électronique provenant d’un tiers. La montre un exemple d’un système de suivi de composition de carburant 203, dans le contexte d’un événement de ravitaillement dans lequel un carburant F est fourni à un réservoir de carburant 50, 53. Les flèches avec des lignes pointillées à la indiquent un écoulement de carburant, tandis que les lignes pleines indiquent une communication électronique. Le système de suivi de composition de carburant 203 comprend un dispositif de suivi de composition de carburant 202. Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 de l’exemple décrit comprend une mémoire 202a (qui peut également être appelée stockage informatique) agencée pour stocker les données de caractéristiques de carburant actuelles, et des circuits de traitement 202c agencés pour calculer des valeurs mises à jour pour la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant dans le réservoir de carburant 50, 53 après le ravitaillement. Les valeurs calculées peuvent alors remplacer les données de caractéristiques de carburant précédemment stockées dans la mémoire, et/ou peuvent être horodatées et/ou datées et ajoutées à la mémoire. Un journal de données de caractéristiques de carburant au fil du temps peut donc être établi. Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 de l’exemple représenté comprend également un récepteur 202b agencé pour recevoir des données relatives à une composition de carburant et/ou des demandes d’informations de composition de carburant. Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 de l’exemple représenté fait partie d’un régulateur électronique moteur (EEC) 42, ou est en communication avec celui-ci. L’EEC 42 peut être agencé pour émettre des ordres de commande de système de propulsion sur la base des caractéristiques de carburant calculées. On comprendra qu’un EEC 42 peut être prévu pour chaque moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1, et que le rôle joué par l’EEC dans ou pour le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut ne représenter qu’une petite partie de la fonctionnalité de l’EEC. En effet, le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut être fourni par l’EEC, ou peut comprendre un module EEC distinct de l’EEC 42 du moteur dans diverses mises en œuvre. Dans des exemples alternatifs, le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut ne comprendre aucune fonctionnalité de commande de moteur, et peut en revanche simplement fournir des données de composition de carburant à la demande, à utiliser de manière appropriée par un autre système. Éventuellement, le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut fournir un changement proposé de la fonctionnalité de commande de moteur pour approbation par un pilote ; le pilote peut alors mettre en œuvre directement le changement proposé, ou approuver ou rejeter la réalisation automatique du changement proposé. Le procédé 2000 exécuté est illustré à la . À l’étape 2002, des données de caractéristiques de carburant actuelles, comprenant une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant présent dans le réservoir de carburant 50, 53, sont stockées, éventuellement dans une mémoire d’un dispositif de suivi de composition de carburant 202. Ces données peuvent être fournies pour être stockées de n’importe quelle manière appropriée, par exemple par saisie manuelle, par exemple via une interface utilisateur graphique en communication avec le dispositif de suivi de composition de carburant 202, communiquées électroniquement au dispositif de suivi de composition de carburant 202, par exemple par communication filaire ou sans fil à partir d’un lecteur de code à barres suite à la lecture d’un code à barres (ou, de manière équivalente, tout autre type de code à lecture optique ou lisible par un autre moyen, tel qu’un code QR), et/ou déterminées à partir de données de capteur. On comprendra que, si le réservoir 50, 53 est actuellement vide, des valeurs nulles ou équivalentes peuvent être stockées. À l’étape 2004, les caractéristiques d’un carburant ajouté au réservoir de carburant 50, 53 lors du ravitaillement sont déterminées. La détermination peut être effectuée par le dispositif de suivi de composition de carburant 202 lui-même, par exemple en interprétant des données de capteur, ou des caractéristiques de carburant déterminées ailleurs peuvent être fournies au dispositif de suivi de composition de carburant 202. À l’étape 2006, des valeurs mises à jour pour la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant dans le réservoir de carburant 50, 53 après le ravitaillement sont calculées, éventuellement par le dispositif de suivi de composition de carburant 202, en utilisant les données de caractéristiques de carburant stockées (le cas échéant/si elles ne sont pas nulles) et les caractéristiques de carburant obtenues. Le procédé 2000 peut ensuite être itéré sur ou après chaque événement de ravitaillement, en revenant à l’étape 2002, avec les valeurs mises à jour remplaçant les valeurs stockées (ou étant ajoutées au stockage dans le cadre d’un journal), et en procédant en conséquence. Le procédé 2000 peut en outre comprendre la commande 2008 d’un système de propulsion 2 d’un aéronef 1 sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant calculées du carburant résultant dans le réservoir de carburant 50, 53 après ravitaillement. Des valeurs mises à jour peuvent être utilisées pour influencer cette commande après chaque événement de ravitaillement. La commande 2008 peut être effectuée automatiquement en réponse à la détermination des propriétés de carburant, ou après approbation par un pilote, à la suite de la notification au pilote d’un changement proposé. Dans certains exemples, le même procédé 2000 peut consister à réaliser automatiquement certains changements, et à en demander d’autres, en fonction de la nature du changement. En particulier, les changements qui sont « transparents » pour le pilote – tels que les changements internes des débits du moteur qui n’affectent pas la puissance de sortie du moteur et ne seraient pas remarqués par un pilote – peuvent être effectués automatiquement, alors que tout changement que le pilote remarquerait peut être notifié au pilote (c’est-à-dire l’apparition d’une notification laquelle indique que le changement se produira à moins que le pilote n’en décide autrement) ou suggéré au pilote (c’est-à-dire que le changement ne se produira pas sans une contribution positive du pilote). Dans les mises en œuvre dans lesquelles une notification ou une suggestion est fournie à un pilote, celle-ci peut être fournie sur un écran de cockpit de l’aéronef et/ou sous forme d’alarme sonore, et/ou envoyée à un dispositif séparé tel qu’une tablette portable ou un autre dispositif informatique. Dans les exemples dans lesquels un aéronef 1 a de multiples réservoirs de carburant 50, 53 qui sont tous reliés fluidiquement de sorte que les carburants dans tous les réservoirs 50, 53 soient équivalents, un seul ensemble de données de composition de carburant peut être stocké et mis à jour. Dans les exemples dans lesquels un aéronef 1 a de multiples réservoirs de carburant 50, 53 qui ne sont pas reliés fluidiquement, de sorte qu’il puisse y avoir des différences entre les carburants dans les différents réservoirs 50, 53, un ensemble séparé de données de composition de carburant peut être stocké et mis à jour pour chaque réservoir. Dans de tels cas, une détermination du carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10 peut être effectuée avant la réalisation ou la suggestion de tout changement de commande de système de propulsion. Les inventeurs ont également apprécié que, étant donné que différents carburants peuvent avoir des propriétés différentes, tout en restant conformes aux normes, la connaissance du ou des carburant(s) disponible(s) pour un aéronef 1 peut permettre une commande plus efficace et adaptée du profil de vol. Par exemple, un carburant ayant un rapport hydrogène sur carbone plus élevé peut permettre la formation de traînées de condensation à des températures seuil plus élevées/des altitudes plus basses, et un choix peut être fait de voler à une altitude légèrement plus élevée (par exemple 100 m à 200 m plus haut), ou de se déplacer à un niveau de vol distinct adjacent (généralement séparé par une distance verticale de 2000 pieds selon les politiques actuelles) pour compenser la formation de traînée de condensation autrement accrue. De plus ou en variante, un itinéraire différent peut être sélectionné pour se déplacer dans de l’air légèrement plus chaud ou moins humide afin de réduire la formation de traînée de condensation. La connaissance du carburant peut donc être utilisée en tant qu’outil pour améliorer les performances de l’aéronef, par exemple en réduisant la formation de traînée de condensation. On notera que la formation de traînée de condensation est décrite ici à titre d’exemple uniquement, et n’est pas destinée à être limitative. La connaissance préalable du carburant pour un vol d’un aéronef 1 peut donc être utilisée pour la planification et l’adaptation préalables des détails du profil de vol, améliorant ainsi les résultats environnementaux et/ou les performances de l’aéronef. Une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant agencé pour être fourni à un moteur à turbine à gaz 10 d’un aéronef peuvent donc être déterminées. Les caractéristiques de carburant peuvent comprendre une ou plusieurs des caractéristiques de carburant énumérées ci-dessus. La détermination peut être effectuée de nombreuses manières différentes. Par exemple : • un code à barres d’un carburant à ajouter à un réservoir de carburant 50, 53 de l’aéronef 1 peut être scanné pour lire les données du carburant, ou une substance traceuse (par exemple un colorant) est identifiée et les propriétés de carburant sont recherchées sur la base de ce traceur ; • les données peuvent être saisies manuellement, ou transmises à l’aéronef 1 ; • un échantillon de carburant peut être extrait pour analyse au sol avant le décollage ; • les propriétés de carburant peuvent être déduites de mesures de l’activité du système de propulsion pendant une ou plusieurs périodes de fonctionnement de l’aéronef, par exemple le réchauffement du moteur (y compris toute utilisation du moteur avant le déplacement de l’aéronef 1) le roulage, le décollage, la montée et/ou la croisière ; et/ou • une ou plusieurs propriétés de carburant peuvent être détectées en vol, par exemple en utilisant des capteurs en ligne et/ou d’autres mesures. Les caractéristiques de carburant peuvent donc être détectées chimiquement et/ou physiquement, déterminées à partir d’autres données détectées, ou déterminées autrement. Dans certains exemples, des combinaisons de ces techniques peuvent être utilisées pour déterminer et/ou vérifier une ou plusieurs caractéristiques de carburant, par exemple en utilisant un ou plusieurs des exemples de techniques de détection décrites ci-dessus. Dans certains exemples, tels que ceux représentés aux Figures 4 et 7 décrites ci-dessus, l’aéronef 1 peut n’avoir qu’un seul réservoir de carburant 50 (qui peut se présenter sous la forme d’une paire de réservoirs d’ailes reliés plutôt qu’un réservoir central), et/ou peut avoir de multiples réservoirs de carburant 50, 53 qui contiennent chacun le même carburant, et/ou sont reliés fluidiquement, ou sont en communication fluidique avec le moteur à turbine à gaz 10, de sorte qu’un seul type de carburant soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 entre des événements de ravitaillement – c’est-à-dire que les caractéristiques de carburant peuvent rester constantes tout au long d’un vol. Dans d’autres exemples, l’aéronef 1 peut avoir une pluralité de réservoirs de carburant 50, 53 qui contiennent des carburants de compositions différentes, et le système de propulsion 2 peut comprendre un système de distribution de carburant réglable, permettant de sélectionner quel(s) réservoir(s), et donc quel carburant/mélange de carburants, utiliser. Dans de tels exemples, les caractéristiques de carburant peuvent varier au cours d’un vol, et un carburant spécifique ou un mélange de carburants peut être sélectionné pour améliorer le fonctionnement à certains stades de vol ou dans certaines conditions externes. Une fois qu’une ou plusieurs caractéristiques de carburant ont été déterminées, un profil de vol peut être sélectionné, changé ou ajusté sur la base de ces caractéristiques de carburant. Dans de nombreux exemples, des données externes - par exemple des données météorologiques telles que des données d’humidité et de température, et des données temporelles telles que le jour et la nuit - peuvent être utilisées en combinaison avec les caractéristiques de carburant déterminées pour sélectionner ou ajuster le profil de vol. Par exemple, le procédé mis en œuvre peut comprendre la réception de conditions météorologiques prévues pour un itinéraire prévu de l’aéronef 1. Ces conditions météorologiques prévues reçues peuvent être utilisées pour effectuer ou influencer des changements d’itinéraire et/ou d’altitude planifié(e)s, ou utilisées pour guider la planification de l’itinéraire et/ou de l’altitude. Tel qu’utilisé ici, le terme « profil de vol » fait référence aux caractéristiques opérationnelles (par exemple, hauteur/altitude, réglage de puissance, angle de trajectoire de vol, vitesse aérodynamique, etc.) d’un aéronef 1 lorsqu’il vole le long d’une route de vol, ainsi qu’à la trajectoire/route de vol (itinéraire) elle-même. Les changements d’itinéraire sont donc inclus dans le terme « profil de vol » tel qu’utilisé ici. Dans les exemples dans lesquels certaines ou toutes les caractéristiques de carburant sont déduites de mesures de l’activité du système de propulsion pendant les premiers stades de fonctionnement de l’aéronef, par exemple le démarrage/réchauffement du moteur, le roulage, le décollage et la montée, ou autrement mesurées sur site, le profil de vol pendant la croisière peut être ajusté même si la connaissance des caractéristiques de carburant n’est pas disponible à temps pour guider le profil de vol dans les premiers stades de fonctionnement. Dans les exemples dans lesquels certaines ou toutes les caractéristiques de carburant sont déterminées avant le décollage (par exemple lors du ravitaillement, ou par analyse du système de propulsion 2 pendant le roulage), le profil de vol pour le décollage et/ou la montée peut également être ajusté ; par exemple, une heure de décollage, une direction et/ou une pente d’ascension peuvent être sélectionnées pour éviter des régions ou des périodes à forte humidité. Dans tous les cas, le parcours futur et/ou les caractéristiques opérationnelles de l’aéronef 1 peuvent être ajustés sur la base des caractéristiques de carburant déterminées – la planification préalable de la manière de commander l’aéronef 1 sur la base du carburant disponible, et en particulier d’une trajectoire de vol spécifique (en particulier, l’itinéraire et l’altitude), peut donc être effectuée. Un système de propulsion 2 pour un aéronef 1 peut donc comprendre un module de détermination de composition de carburant 210 agencé pour déterminer 2052 une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant agencé pour être fourni au moteur à turbine à gaz 10 ; et un dispositif d’ajustement de profil de vol 212 agencé pour proposer ou initier un changement du profil de vol planifié sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant. Dans certains exemples, les caractéristiques de carburant peuvent être déterminées un certain temps avant le début d’un vol et des changements planifiés du profil de vol peuvent ensuite être proposés à un pilote et/ou à un contrôleur de la circulation aérienne ou à une autre autorité (éventuellement via un système automatisé), afin d’obtenir l’approbation des changements avant le décollage. Dans d’autres exemples, les changements effectués peuvent être suffisamment mineurs pour ne pas nécessiter l’approbation du contrôle de la circulation aérienne, ni même du pilote, et peuvent être mis en œuvre automatiquement. Une notification ou une proposition automatisée du changement peut être fournie au contrôle de la circulation aérienne et/ou au pilote, selon le cas. La notification ou la proposition peut être fournie sur un écran de cockpit de l’aéronef 1, et/ou envoyée à un dispositif séparé tel qu’une tablette portable ou un autre dispositif informatique. Si la composition de carburant est connue suffisamment longtemps avant le vol, une ou plusieurs autorités compétentes auprès desquelles un plan de vol a été déposé peuvent également être informées d’un changement de plan de vol, ou un nouveau plan de vol peut leur être déposé. Les exemples dans lesquels la composition de carburant peut être connue avec certitude bien avant un vol pourraient inclure des cas où un aéronef 1 transporte suffisamment de carburant pour son vol actuel d’un premier aéroport à un deuxième, et pour son prochain vol prévu (ou retour au premier aéroport) depuis le deuxième aéroport. Une décision de transporter un excédent de carburant, plutôt que de se ravitailler au deuxième aéroport, peut être prise pour permettre une rotation rapide au deuxième aéroport ou pour éviter des prix de carburant élevés au deuxième aéroport, ou encore si une composition de carburant disponible au deuxième aéroport n’est pas souhaitable. Ainsi, après le chargement du carburant au premier aéroport, tout changement qui pourrait être nécessaire pour le deuxième vol à partir du deuxième aéroport peut être déterminé avant ou pendant le premier vol, et un plan de vol déposé pour le deuxième vol peut être remplacé ou ajusté en conséquence. Différents emplacements et types de module de détermination de composition de carburant 210 peuvent être utilisés en fonction du moment, de l’endroit et de la manière dont une composition de carburant doit être déterminée. Par exemple, une composition de carburant peut être déterminée pour un carburant lorsqu’il entre pour la première fois dans l’aéronef 1, via un orifice de raccordement de conduite de carburant 62, par un module de détermination de composition de carburant 210a éventuellement situé le long d’une conduite d’alimentation en carburant dans l’aéronef 1, partant de l’orifice de raccordement de conduite de carburant 62 à un réservoir 50, 53. On comprendra que si des données de composition de carburant sont fournies à l’aéronef 1, manuellement ou électroniquement, lors du ravitaillement, aucune détection ou mesure du carburant entrant ne sera nécessaire et le module de détermination de composition de carburant 210a peut être situé à un emplacement pratique et agencé pour recevoir ces données. En variante (ou en plus), une composition de carburant peut être déterminée pour un carburant dans un réservoir 50, 53, par un module de détermination de composition de carburant 210b éventuellement situé dans ou à proximité d’un réservoir 50, 53 à l’intérieur de l’aéronef 1. En variante (ou en plus), une composition de carburant peut être déterminée pour un carburant s’approchant d’une chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10, par un module de détermination de composition de carburant 210c éventuellement situé à proximité d’une conduite d’alimentation en carburant allant du réservoir de carburant 50, 53 à la chambre de combustion 16, ou en utilisant toute autre approche décrite ci-dessus. Dans certains exemples, un ou plusieurs capteurs de caractéristiques de carburant peuvent être fournis intégralement avec des circuits de traitement et/ou une mémoire du module de détermination de composition de carburant 210. Dans des exemples alternatifs, un ou plusieurs capteurs de caractéristiques de carburant peuvent être situés à distance de, et être en communication avec, des circuits de traitement et/ou une mémoire du module de détermination de composition de carburant 210. Dans des exemples alternatifs ou supplémentaires, une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être communiquées au module de détermination de composition de carburant 210, qui peut dans de tels cas ne pas comprendre un ou plusieurs capteurs. L’emplacement des circuits de traitement et/ou de la mémoire du module de détermination de composition de carburant 210 peut varier en conséquence. On comprendra que, bien que la montre trois modules de détermination de composition de carburant 210a, b, c, ceux-ci sont prévus pour démontrer des emplacements possibles uniquement - un seul module de détermination de composition de carburant 210 peut être prévu dans d’autres exemples. Un deuxième module de détermination de composition de carburant 210 peut être prévu dans certains exemples, pour assurer un contrôle redondant, et/ou pour déterminer une composition de carburant d’une source de carburant différente, dans les exemples dans lesquels un aéronef 1 comprend un ou plusieurs réservoirs de carburant 50, 53 qui ne sont pas reliés fluidiquement. Dans certains exemples, une composition de carburant peut être détectée lorsque l’aéronef 1 est ravitaillé. Le module de détermination de composition de carburant 210a dans de tels exemples peut être ou comprendre un dispositif de suivi de composition de carburant 202. Dans de tels exemples, un dispositif de suivi de composition de carburant 202 tel que représenté à la peut être utilisé pour enregistrer et stocker des données de composition de carburant, et éventuellement également pour recevoir les caractéristiques de carburant du carburant à ajouter lors du ravitaillement, et calculer des données de composition de carburant mises à jour tel que décrit ci-dessus. Les flèches avec des lignes pointillées à la indiquent un écoulement de carburant, tandis que les lignes pleines indiquent une communication électronique. L’approche de sommation infinie active décrite ci-dessus peut donc être utilisée en conjonction avec l’approche d’adaptation de profil de vol actuellement décrite, ou l’une ou l’autre approche peut être utilisée séparément. Le dispositif d’ajustement de profil de vol 212 représenté sur la peut ne pas être présent dans les exemples dans lesquels l’approche d’adaptation de profil de vol actuellement décrite n’est pas mise en œuvre. Comme mentionné ci-dessus par rapport aux exemples précédents, le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut être prévu en tant qu’unité de suivi de composition de carburant séparée 202, comme le montre la , ou en tant que module intégré dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé(s) dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants, par exemple l’EEC 42. Dans l’exemple représenté, deux capteurs 204a, 204b sont prévus, chacun étant agencé pour détecter physiquement et/ou chimiquement une ou plusieurs caractéristiques du carburant ajouté au réservoir de carburant 50, 53 lors du ravitaillement. Les capteurs 204 et le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peuvent être décrits ensemble comme un système de suivi de composition de carburant 203, comme le montre la . Le système de suivi de composition de carburant 203 comprend un dispositif de suivi de composition de carburant 202. Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 de l’exemple décrit comprend une mémoire 202a agencée pour stocker les données de caractéristiques de carburant actuelles, et des circuits de traitement 202c agencés pour calculer des valeurs mises à jour pour la ou les plusieurs caractéristiques de carburant du carburant dans le réservoir de carburant 50, 53 après le ravitaillement. Les valeurs calculées peuvent alors remplacer les données de caractéristiques de carburant précédemment stockées dans la mémoire, et/ou peuvent être horodatées et/ou datées et ajoutées à la mémoire. Un journal de données de caractéristiques de carburant au fil du temps peut donc être établi. Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 de l’exemple représenté comprend également un récepteur 202b agencé pour recevoir des données relatives à une composition de carburant et/ou des demandes d’informations de composition de carburant. Le module de détermination de composition de carburant 210 peut donc comprendre un récepteur 202b agencé pour recevoir des données relatives à une composition de carburant, à partir desquelles une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées (soit directement par extraction, soit par calcul, éventuellement en conjonction avec des données provenant d’une autre source). Le module de détermination de composition de carburant 210 peut donc comprendre, ou avoir accès à la sortie, d’un ou plusieurs capteurs 204 agencés pour fournir des données relatives à une ou plusieurs caractéristiques de carburant. Les données de capteur peuvent fournir une ou plusieurs caractéristiques de carburant directement, ou peuvent permettre l’obtention d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant par calcul, éventuellement en conjonction avec des données provenant d’une autre source. Dans des exemples alternatifs, aucun capteur 204 de ce type ne peut être prévu (par exemple, un code à barres associé au récipient de stockage de carburant 60 peut être lu et les données correspondantes du carburant sont fournies au dispositif de suivi de composition de carburant 202), ou plus ou moins de capteurs peuvent être prévus. Les données provenant du dispositif de suivi de composition de carburant 202 peuvent être utilisées pour changer le profil de vol planifié, sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant. Un dispositif d’ajustement de profil de vol 212 peut être utilisé pour changer le profil de vol planifié sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant, sur la base de données fournies par le dispositif de suivi de composition de carburant 202 et éventuellement également d’autres données. Le dispositif d’ajustement de profil de vol 212 peut être prévu en tant qu’unité d’ajustement de profil de vol séparée 212 intégrée dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé(s) dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants, tels que l’EEC 42. Les moyens de suivi de composition de carburant (par exemple, le dispositif de suivi 202) peuvent être prévus comme faisant partie de la même unité ou du même ensemble. Le procédé de commande de profil de vol 2050 exécuté est illustré à la . À l’étape 2052, une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant agencé pour être fourni au moteur à turbine à gaz 10 sont déterminées, éventuellement en utilisant l’un quelconque des procédés décrits ci-dessus. À l’étape 2054, le profil de vol de l’aéronef 1 est changé sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant. Le changement de profil de vol peut être ou comprendre un changement d’un ou plusieurs parmi la trajectoire, l’itinéraire, l’angle d’attaque et l’altitude. Un dispositif d’ajustement de profil de vol 212 peut être utilisé pour initier et/ou effectuer le changement de profil de vol. Dans certains exemples, le dispositif d’ajustement de profil de vol 212 peut changer le profil de vol lui-même, et, dans certaines mises en œuvre, peut en outre commander la mise en œuvre de ce changement, par exemple en enregistrant un changement planifié puis en fournissant un ordre à une ou plusieurs gouvernes de l’aéronef 1 pour changer d’altitude au moment opportun. Dans d’autres exemples, le dispositif d’ajustement de profil de vol 212 peut demander l’approbation du changement planifié, et/ou peut ne pas lui-même envoyer des instructions pour provoquer le changement de profil de vol. Le dispositif d’ajustement de profil de profil de vol 212 peut donc fournir une notification ou une suggestion d’un changement proposé de profil de vol au pilote et/ou à une autre autorité concernant le changement planifié, pour approbation. Une notification ou une suggestion peut être fournie à un pilote sur un écran de cockpit de l’aéronef, et/ou envoyée à un dispositif séparé tel qu’une tablette portable ou un autre dispositif informatique, par exemple. Dans certains exemples, le même dispositif d’ajustement de profil de vol 212 peut effectuer automatiquement certains changements et demander l’approbation pour d’autres, en fonction de la nature du changement (par exemple, si le changement planifié est ou non suffisamment important pour nécessiter l’autorisation du contrôle de la circulation aérienne, ou une autre autorité). Le dispositif d’ajustement de profil de vol 212 peut donc proposer et/ou initier un changement 2054 d’un profil de vol de l’aéronef 1 sur la base de l’au moins une caractéristique de carburant. Les inventeurs ont également apprécié que la connaissance de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant sélectionnées et déterminées de l’une quelconque des manières décrites ci-dessus puisse être utilisée pour suggérer, guider ou effectuer des ajustements en vol du système de propulsion 2, de manière à améliorer davantage les performances de l’aéronef. Par exemple, un carburant de capacité calorifique supérieure peut être utilisé pour refroidir davantage le moteur qu’un carburant de capacité calorifique inférieure, et un carburant ayant un pouvoir calorifique supérieur peut permettre à un débit de carburant plus faible d’être fourni à la chambre de combustion pour la même puissance de sortie. La connaissance du carburant peut donc être utilisée en tant qu’outil pour améliorer les performances de l’aéronef en vol. Par rapport à la planification préalable et aux changements de profil de vol décrits ci-dessus, des décisions en temps réel ou en temps quasi réel peuvent être prises et mises en œuvre, et ces décisions peuvent uniquement affecter le fonctionnement interne du moteur 10 plutôt que de changer l’itinéraire et/ou l’altitude, par exemple. Dans certains exemples, l’aéronef 1 peut n’avoir qu’un seul réservoir de carburant 50, et/ou peut avoir de multiples réservoirs de carburant 50, 53 qui contiennent chacun le même carburant, et/ou sont reliés fluidiquement, ou sont en communication fluidique avec le moteur à turbine à gaz 10, de sorte qu’un seul type de carburant soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 entre des événements de ravitaillement - c’est-à-dire que les caractéristiques de carburant peuvent rester constantes tout au long d’un vol. Dans de tels exemples, les propriétés de carburant ne changent pas pendant un vol, mais les conditions externes (par exemple, les conditions météorologiques, l’altitude) et les conditions internes (par exemple, la demande de poussée) changent, et des changements peuvent être effectués (i) initialement lorsque les caractéristiques de carburant sont déterminées ou traitées pour la première fois, et/ou (ii) sur la base de ce qui est approprié pour ce carburant compte tenu des changements de conditions. Dans d’autres exemples, l’aéronef 1 peut avoir une pluralité de réservoirs de carburant 50, 53 qui contiennent des carburants de compositions différentes, et le système de propulsion 2 peut comprendre un système de distribution de carburant réglable, permettant de sélectionner le(s) réservoir(s) 50, 53, et donc quel carburant/mélange de carburants utiliser. Dans de tels exemples, les caractéristiques de carburant peuvent varier au cours d’un vol, et un carburant spécifique ou un mélange de carburants peut être sélectionné pour améliorer le fonctionnement à certains stades de vol ou dans certaines conditions externes. Dans de tels exemples, des changements de la commande de système de propulsion peuvent également être effectués lorsque le carburant change, par exemple en raison d’une détermination qu’un carburant est presque épuisé, ou de la sélection d’un carburant ou d’un mélange de carburants différent. (On comprendra qu’en général, un circuit de carburant peut être agencé pour ne jamais laisser un réservoir 50, 53 se vider complètement, car cela pourrait conduire à une extinction du moteur 10 - cependant, un réservoir peut être autorisé à se vider complètement si son carburant est fourni dans le cadre d’un mélange ; un ou plusieurs autres carburants du mélange peuvent voir leur débit augmenté pour s’assurer que le moteur 10 ne manque jamais de carburant.) Un changement de carburant peut donc être une réponse à un changement de commande de système de propulsion et peut provoquer un ou plusieurs autres changements de commande de système de propulsion. Dans les exemples dans lesquels une détection directe est utilisée pour une ou plusieurs caractéristiques de carburant, ou dans lesquels les caractéristiques de carburant sont calculées à partir de paramètres détectés, la détection peut être effectuée dans le ou chaque réservoir 50, 53 (et les caractéristiques de carburant pour un mélange de carburants résultant de différents réservoirs peuvent alors être calculées le cas échéant), et/ou à l’approche du moteur 10, par exemple dans un tuyau contenant un mélange provenant de multiples réservoirs. Dans certains exemples, la détection peut être effectuée sur le carburant immédiatement avant d’entrer dans le moteur 10, ou plus spécifiquement la chambre de combustion 16, pour s’assurer que le bon carburant/mélange de carburants est identifié et que les données sont aussi à jour que possible (quasi-temps réel). Une fois qu’une ou plusieurs caractéristiques de carburant ont été déterminées pour un carburant actuellement fourni au moteur à turbine à gaz 10, la commande du système de propulsion 2 peut être ajustée sur la base des caractéristiques de carburant déterminées. Des données supplémentaires peuvent être utilisées en conjonction avec les caractéristiques de carburant déterminées pour ajuster la commande du système de propulsion 2. Par exemple, des données des conditions actuelles autour de l’aéronef 1 peuvent être reçues (soit d’un fournisseur, tel qu’un organisme tiers de surveillance météorologique, soit de détecteurs embarqués). Ces données reçues (par exemple, les données météorologiques, la température, l’humidité, la présence d’une traînée de condensation, etc.) peuvent être utilisées pour effectuer ou influencer des changements de la commande de système de propulsion. Au lieu, ou en plus, d’utiliser des données météorologiques « en temps réel » ou quasiment en temps réel, les données météorologiques prévues pour l’itinéraire de l’aéronef peuvent également être utilisées pour estimer les conditions actuelles. Des exemples de changements de système de propulsion, qui peuvent être effectués, sur la base des caractéristiques de carburant, comprennent l’un quelconque ou l’ensemble des exemples de commande décrits ci-dessus, tels que l’ajustement de la programmation de VIGV. Un système de propulsion 2 pour un aéronef 1 peut donc comprendre un module de détermination de composition de carburant 210 agencé pour déterminer 2052 une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant agencé pour être fourni au moteur à turbine à gaz 10 ; et un régulateur électronique moteur 42 agencé pour émettre des ordres de commande de système de propulsion sur la base des caractéristiques de carburant déterminées. Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 de l’exemple représenté peut faire partie de, ou avoir accès à, un régulateur électronique moteur (EEC) 42 agencé pour émettre des ordres de commande de système de propulsion sur la base des caractéristiques de carburant. Dans certains cas, l’EEC peut émettre des recommandations pour l’approbation du pilote (ou l’approbation par une autre autorité), et peut alors émettre un ordre de commande de système de propulsion sous réserve de cette approbation. On comprendra qu’un EEC 42 peut être prévu pour chaque moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1, et que le rôle joué par l’EEC pour le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut ne représenter qu’une petite partie de la fonctionnalité de l’EEC. En effet, le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut être fourni par l’EEC, ou peut comprendre un module EEC distinct de l’EEC 42 du moteur dans diverses mises en œuvre. Dans des exemples alternatifs, le dispositif de suivi de composition de carburant 202 peut ne comprendre aucune fonctionnalité de commande de moteur, et peut en revanche simplement fournir des données de composition de carburant à la demande, à utiliser de manière appropriée par un autre système. Différents emplacements et types de module de détermination de composition de carburant 210 et de capteurs de caractéristiques de carburant associés peuvent être utilisés en fonction du moment, de l’endroit et de la manière dont la composition de carburant doit être déterminée. Par exemple, tel que décrit ci-dessus par rapport au procédé de commande de profil de vol 2050 représenté à la . Dans certains exemples, la composition de carburant peut être détectée lorsque l’aéronef 1 est ravitaillé. Le module de détermination de composition de carburant 210a dans de tels exemples peut être ou comprendre un dispositif de suivi de composition de carburant 202. L’approche de sommation infinie active décrite ci-dessus peut donc être utilisée en conjonction avec l’approche d’adaptation de profil de vol décrite ci-dessus, et/ou avec l’approche d’ajustement en vol actuellement décrite, ou l’une quelconque des trois peut être utilisée séparément. Comme mentionné ci-dessus, le dispositif d’ajustement de profil de vol 212 représenté à la peut ne pas être présent dans les exemples dans lesquels l’approche d’adaptation de profil de vol décrite ci-dessus n’est pas mise en œuvre. Le dispositif de suivi de composition de carburant 202 et le système de suivi de composition de carburant 203 peuvent être tels que décrits ci-dessus. Les données provenant du dispositif de suivi de composition de carburant 202 peuvent être utilisées pour changer le profil de vol planifié et/ou pour guider ou effectuer des ajustements en vol du système de propulsion 2, sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant. Un système de propulsion 2 pour un aéronef 1 peut donc comprendre un dispositif de suivi de composition de carburant 202, ou un autre module de détermination de composition de carburant 210, agencé pour enregistrer et stocker des données de composition de carburant, et éventuellement également pour recevoir les caractéristiques de carburant du carburant à ajouter lors du ravitaillement, et calculer les données de composition de carburant mises à jour. Le module de détermination de composition de carburant 210 peut être prévu en tant qu’unité de suivi de composition de carburant séparée intégrée dans le système de propulsion, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé(s) dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants. Les données provenant du module de détermination de composition de carburant 210 peuvent être utilisées pour ajuster la commande du système de propulsion 2, sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant. Un dispositif de commande de système de propulsion 42, également appelé régulateur électronique moteur 42, peut être utilisé pour ajuster la commande du système de propulsion 2 sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant du carburant, en utilisant des données fournies par le module de détermination de composition de carburant 210 et éventuellement d’autres données. On comprendra que le dispositif de commande de système de propulsion 42 peut commander des éléments du système de propulsion, qui peuvent ou non être considérés comme des composants du moteur 10 lui-même, tels qu’une ou plusieurs gouvernes. Le terme « régulateur électronique moteur » (EEC) 42 tel qu’il est utilisé ici comme synonyme n’est pas destiné à être limité dans ce sens. Le dispositif de commande de système de propulsion 42 peut être prévu en tant qu’unité de commande de système de propulsion séparée 42 intégrée dans le système de propulsion 2, en tant que partie du module de détermination de composition de carburant 210, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé(s) dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants. Les moyens de suivi de composition de carburant peuvent être prévus comme faisant partie de la même unité ou du même ensemble. Le dispositif de commande de système de propulsion 42 peut apporter des changements au système de propulsion 2 directement ou peut fournir une notification ou une suggestion au pilote (ou à une autre autorité) concernant le changement, pour approbation. Une notification ou une suggestion peut être fournie à un pilote sur un écran de cockpit de l’aéronef, et/ou envoyée à un dispositif séparé tel qu’une tablette portable ou un autre dispositif informatique. Dans certains exemples, le même dispositif de commande de système de propulsion 42 peut effectuer automatiquement certains changements, et en demander d’autres, en fonction de la nature du changement. En particulier, comme mentionné ci-dessus, les changements qui sont « transparents » pour le pilote – tels que des changements internes des débits du moteur qui n’affectent pas la puissance de sortie du moteur et ne seraient pas remarqués par un pilote – peuvent être effectués automatiquement, alors que tout changement que le pilote remarquerait peut être notifié au pilote (c’est-à-dire l’apparition d’une notification laquelle indique que le changement se produira à moins que le pilote n’en décide autrement) ou suggéré au pilote (c’est-à-dire que le changement ne se produira pas sans une contribution positive du pilote). Le procédé 2051 exécuté est illustré à la . À l’étape 2052, une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant agencé pour être fourni au moteur à turbine à gaz 10 sont déterminées. Les caractéristiques de carburant peuvent être ou comprendre l’une quelconque de celles énumérées ci-dessus, et peuvent être sélectionnées sur la base des caractéristiques qui ont les effets les plus significatifs sur la commande optimale du système de propulsion. À l’étape 2056, le système de propulsion 2 de l’aéronef 1 est commandé sur la base de la ou des plusieurs caractéristiques de carburant. Les mesures de commande prises peuvent être ou comprendre n’importe lesquelles de celles énumérées ci-dessus. Un dispositif de commande de système de propulsion 42 peut donc être utilisé pour initier et/ou effectuer la commande du système de propulsion 2. Dans certains exemples, le dispositif de commande de système de propulsion 42 peut effectuer automatiquement un changement, par exemple en fournissant un ordre pour provoquer un changement de position d’un ou plusieurs aubages directeurs d’entrée orientables du système de propulsion d’aéronef 2 en réponse à une évaluation des caractéristiques de carburant (et éventuellement d’autres conditions). Dans d’autres exemples, le dispositif de commande de système de propulsion 42 peut ne pas envoyer automatiquement des instructions pour commander le système de propulsion 2, mais peut plutôt fournir une proposition de changement de la commande de système de propulsion pour approbation, sur la base d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant. Les inventeurs ont également apprécié que, étant donné que différents carburants peuvent avoir des propriétés différentes, tout en restant conformes aux normes, la connaissance du ou des carburant(s) disponible(s) pour un aéronef 1 peut permettre une commande plus efficace et adaptée du système de propulsion 2. Par exemple, le passage à un carburant ayant un pouvoir calorifique supérieur peut permettre un débit d’alimentation en carburant constant de la chambre de combustion 16 tout en fournissant toujours une puissance de sortie plus élevée. La sélection d’un carburant spécifique sur la base des opérations prévues ou actuelles de l’aéronef peut donc être utilisée en tant qu’outil pour améliorer les performances de l’aéronef. En particulier, le pouvoir calorifique d’un carburant peut être considéré. Cette approche est décrite ci-dessous par rapport à deux agencements de source de carburant d’aéronef différents de celui représenté à la . On comprendra que chacune des approches décrites ici peut être utilisée avec n’importe quel circuit d’alimentation en carburant approprié, et que les exemples illustrés et décrits en détail ne sont pas destinés à être limitatifs. En particulier, comme le montrent la et la , un aéronef 1 peut comprendre de multiples réservoirs de carburant 50, 52, 53 ; par exemple, un premier réservoir de carburant 52 et un deuxième réservoir de carburant plus grand 50, chacun étant situé dans le fuselage d’aéronef, et un réservoir de carburant plus petit 53a, 53b situé dans chaque aile. Dans d’autres exemples, seuls deux réservoirs de carburant 50, 52, ou plusieurs réservoirs de carburant, peuvent être prévus. Les tailles, les formes et les emplacements des réservoirs de carburant peuvent varier ; par exemple, tout le carburant peut être stocké dans des réservoirs 53 dans les ailes. La 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 à partir d’un circuit d’alimentation en carburant à bord de l’aéronef 1. Le circuit d’alimentation en carburant de l’exemple illustré comprend deux sources de carburant. Chacune des sources de carburant est agencée pour fournir une source de carburant séparée, c’est-à-dire qu’elles sont isolées fluidiquement et la première source de carburant peut contenir un premier carburant ayant une caractéristique ou des caractéristiques différente(s) d’un deuxième carburant contenu dans la deuxième source de carburant. Par exemple, les carburants peuvent avoir des compositions différentes et/ou des origines différentes, par exemple l’un étant un carburant d’origine fossile tel que le Jet-A, un autre étant un SAF paraffinique, un SAF non paraffinique, un SAF paraffinique de composition différente ou un mélange. Les première et deuxième sources de carburant ne sont donc pas couplées fluidiquement l’une à l’autre de manière à séparer les différents carburants (au moins dans des conditions de fonctionnement normales). Une source de carburant peut être un réservoir unique ou peut être constituée de multiples réservoirs interconnectés fluidiquement, et peut être appelée réservoir de carburant même lorsqu’elle comprend en fait de multiples réservoirs reliés entre eux. Dans le présent exemple, la première source de carburant est le premier réservoir de carburant 52. Dans d’autres exemples, la première source de carburant peut comprendre de multiples réservoirs reliés entre eux. Dans le présent exemple, la deuxième source de carburant comprend un réservoir de carburant central 50, situé principalement dans le fuselage de l’aéronef 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 gauche et au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile droite pour l’équilibrage. Tous les réservoirs 50, 53, à l’exception du premier réservoir de carburant 52, sont fluidiquement interconnectés dans l’exemple représenté à la , formant ainsi une seule deuxième source de carburant. Chacun du réservoir de carburant central et des réservoirs de carburant d’ailes 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 en communication fluidique avec le réservoir central 50, formant ainsi une troisième source de carburant séparée. À des fins d’équilibrage, un ou plusieurs réservoirs de carburant dans l’aile gauche peuvent être en communication fluidique avec un ou plusieurs réservoirs de carburant dans l’aile droite comme décrit ci-dessus. Dans l’exemple de la , cependant, une interconnexion fluidique entre des réservoirs de carburant d’ailes 53 et le réservoir de carburant central 50 de la deuxième source de carburant est prévue pour l’équilibrage de l’aéronef 1. L’exemple représenté à la est généralement similaire à celui représenté à la , mais les différences sont décrites ci-dessous. Dans l’exemple représenté à la , le premier réservoir de carburant 52 est plus petit que le deuxième réservoir de carburant 50. Le premier réservoir de carburant 52 de cette mise en œuvre est situé plus vers l’arrière du fuselage. Le premier réservoir de carburant 52 peut donc être utilisé comme réservoir de compensation 52 en vol - on comprendra que, tel que connu dans l’art, un réservoir de compensation 52 peut être utilisé pour assurer le réglage du centre de gravité dans l’axe longitudinal de l’aéronef 1 ; l’aéronef est « compensé » en pompant du carburant dans (ou hors) d’un réservoir de compensation. Un ou plusieurs capteurs, pompes, soupapes, commandes et autres analogues peuvent être prévus pour commander l’opération de compensation. Dans d’autres mises en œuvre, le premier réservoir de carburant 52 peut ne pas être un réservoir de compensation ; ses raccordements à d’autres réservoirs de carburant 50, 53 peuvent différer ou ne pas être présents dans de telles autres mises en œuvre. Un réservoir de compensation 52 est donc en communication fluidique avec au moins un autre réservoir de carburant 50, 53 d’un aéronef 1 afin de permettre d’effectuer une compensation en vol. Il s’agit d’une communication fluidique pouvant être commandée, de sorte que le premier réservoir 52 puisse être isolé des autres réservoirs 50, 53 et utilisé en tant que source de carburant séparée si nécessaire. En plus du système de propulsion 2 décrit par rapport à la , un système d’alimentation 4 de la mise en œuvre représentée à la comprend un groupe auxiliaire de puissance (APU) 44. L’APU 44 est un moteur à turbine à gaz plus petit que ceux 10 sur les ailes de l’aéronef 1, et est agencé pour fournir de l’énergie électrique à des systèmes de l’aéronef 1 ; par exemple, l’éclairage, le chauffage, la climatisation et/ou autres analogues. L’APU 44 peut être, par exemple, un APU de la Série 331 de Honeywell, tel que le groupe auxiliaire de puissance (APU) HGT1700. Dans certaines mises en œuvre, l’APU 44 peut être certifié pour une utilisation en vol ; dans d’autres mises en œuvre, il peut être certifié pour une utilisation au sol uniquement. Un APU d’aéronef 44 est généralement agencé pour être démarré à l’aide d’une ou plusieurs batteries d’aéronef afin de fournir de l’énergie électrique ainsi qu’éventuellement de l’air de prélèvement pour la climatisation et pour le démarrage du moteur. L’APU 44 de la mise en œuvre représentée est situé vers l’arrière du fuselage, et n’est pas agencé pour fournir une quelconque puissance propulsive à l’aéronef 1. Dans des mises en œuvre alternatives, l’APU peut être situé différemment (par exemple dans une nacelle 21 de l’aéronef 1), et/ou peut fournir une certaine puissance propulsive. Dans l’exemple représenté à la , le premier réservoir de carburant 52 est agencé pour fournir du carburant à l’APU 44. Dans cet exemple, le premier réservoir de carburant 52 est également agencé pour fournir du carburant directement aux moteurs à turbine à gaz principaux 10, bien que ces raccordements puissent ne pas être présents dans certaines mises en œuvre, ou, en variante, le premier réservoir de carburant 52 peut être agencé pour fournir du carburant directement aux moteurs à turbine à gaz principaux 10 et non à l’APU 44 dans certaines mises en œuvre. Dans des mises en œuvre alternatives, le premier réservoir de carburant 52 peut être un réservoir de carburant APU dédié, et peut ne pas être interconnecté fluidiquement aux moteurs à turbine à gaz principaux 10, ni à aucun autre réservoir de carburant. Dans certains de ces exemples, un dispositif de gestion de carburant 214 tel que décrit ci-dessous peut ne pas être utilisé pour l’alimentation en carburant de l’APU. Dans diverses mises en œuvre, une pluralité d’orifices de raccordement de conduite de carburant 62 peuvent être prévus, éventuellement pour faciliter la fourniture de différents carburants à différents réservoirs/sources de carburant 50, 52, 53. En variante ou en plus, un système de gestion de l’alimentation en carburant peut diriger un carburant entrant du même orifice 62 vers différents réservoirs, selon le cas. En particulier, dans les exemples décrits, le premier réservoir 52 peut être avitaillé directement à partir d’une alimentation en carburant plutôt que de devoir être rempli par transfert à partir d’un autre réservoir de carburant 50, 53 de l’aéronef 1. À la , des conduites de carburant internes du/des orifice(s) 62 vers les réservoirs ne sont pas représentées, pour plus de clarté. À la , une conduite de carburant interne est représentée (vers le plus grand réservoir 50) ; on comprendra qu’au moins une deuxième conduite de carburant vers le premier réservoir de carburant 52 serait généralement également prévue mais celle-ci n’est pas représentée pour plus de clarté. Dans des exemples de la présente invention, l’aéronef 1 a une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53, et en particulier, au moins deux sources de carburant différentes et éventuellement plus. Au moins deux des réservoirs de carburant sont agencés pour contenir des carburants différents - c’est-à-dire des carburants ayant au moins une différence de caractéristiques de carburant - et en particulier, pour contenir des carburants ayant des pouvoirs calorifiques différents. Une ou plusieurs caractéristiques de carburant de chaque carburant stocké à bord de l’aéronef 1 peuvent être déterminées. Les caractéristiques de carburant déterminées peuvent comprendre un ou plusieurs des exemples de caractéristiques de carburant énumérées ci-dessus. La détermination peut être effectuée de nombreuses manières différentes. Par exemple : • un code à barres d’un carburant à ajouter à un réservoir de carburant 50, 53 de l’aéronef 1 peut être scanné pour lire les données du carburant, ou une substance traceuse (par exemple un colorant) est identifiée et les propriétés de carburant sont recherchées sur la base de ce traceur ; • les données peuvent être saisies manuellement, ou transmises à l’aéronef 1 ; • un échantillon de carburant peut être extrait pour une analyse au sol avant le décollage ; • les propriétés de carburant peuvent être déduites de mesures de l’activité du système de propulsion pendant une ou plusieurs périodes de fonctionnement de l’aéronef, par exemple le réchauffement du moteur, le roulage, le décollage, la montée et/ou la croisière ; et/ou • une ou plusieurs propriétés de carburant peuvent être détectées en vol, par exemple en utilisant des capteurs en ligne et/ou d’autres mesures, et l’une quelconque des approches de détection décrites ci-dessus. Les caractéristiques de carburant peuvent donc être détectées chimiquement et/ou physiquement, ou déterminées autrement, par n’importe quel moyen approprié décrit ici. Dans certains exemples, des combinaisons de ces techniques peuvent être utilisées pour déterminer et/ou vérifier une ou plusieurs caractéristiques de carburant. Les pouvoirs calorifiques (également appelés valeurs thermiques) des carburants peuvent être directement déterminés - par exemple en mesurant ou en déduisant l’énergie libérée lorsqu’un certain volume ou une certaine masse du carburant est brûlé(e) dans le moteur à turbine à gaz 10 - ou calculés à partir d’autres paramètres de carburant ; par exemple en examinant la distribution d’hydrocarbures du carburant et le pouvoir calorifique de chaque type d’hydrocarbure constitutif. En variante, ou en plus afin de fournir une vérification, le pouvoir calorifique peut être déterminé en utilisant des données externes, telles qu’une table de correspondance pour une substance traceuse dans le carburant, ou des données codées dans un code à barres associé au carburant. Dans certains exemples, chaque réservoir de carburant 50, 52, 53 de l’aéronef 1 peut être agencé pour contenir un carburant ayant un pouvoir calorifique différent ; c’est-à-dire que chaque réservoir de carburant peut être une source de carburant séparée. Tel qu’utilisé ici, le terme « pouvoir calorifique » désigne la valeur thermique inférieure (également appelée pouvoir calorifique inférieur) du carburant, sauf indication contraire. Le pouvoir calorifique inférieur est défini comme étant la quantité de chaleur dégagée par la combustion d’une quantité spécifiée du carburant, généralement en J/kg, en supposant que la chaleur latente de vaporisation de l’eau dans les produits de réaction n’est pas récupérée (c’est-à-dire que l’eau produite reste sous forme de vapeur d’eau après la combustion). Dans certains exemples, deux réservoirs 50, 52 ou plus de l’aéronef peuvent être agencés pour contenir des carburants ayant un type ou une proportion différent(e) d’un carburant d’aviation durable, les carburants ayant des pouvoirs calorifiques différents. Le système de propulsion 2 comprend un système de distribution de carburant réglable 220, permettant de sélectionner quelle(s)/quel(s) source(s)/réservoir(s) 50, 52, 53, et donc quel carburant ou mélange de carburants utiliser. Dans de tels exemples, les caractéristiques de carburant peuvent varier au cours d’un vol, et un carburant spécifique ou un mélange de carburants peut être sélectionné pour améliorer le fonctionnement à certains stades de vol ou dans certaines conditions externes. Un premier réservoir de carburant 52 de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53 peut avoir une proportion plus élevée de carburant d’aviation durable (SAF) qu’un deuxième réservoir de carburant 50 de la pluralité de réservoirs de carburant et peut avoir un pouvoir calorifique supérieur à celui d’un carburant fossile, ou d’un mélange SAF-carburant fossile, dans un autre, deuxième, réservoir de carburant. Une plus grande quantité de carburant du deuxième réservoir 50 peut être utilisée en croisière et une plus grande quantité de carburant du premier réservoir 52 peut être utilisée à des points de fonctionnement à demandes de puissance plus élevées (par exemple, le décollage et la montée). Dans d’autres exemples, le premier réservoir de carburant 52 peut contenir un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur à celui d’un autre réservoir 50. Une plus grande quantité de carburant du premier réservoir 52 peut être utilisée en croisière et une plus grande quantité de carburant du deuxième réservoir 50 peut être utilisée à des points de fonctionnement à demandes de puissance plus élevées (par exemple, le décollage et la montée). Un réservoir de carburant 52 de la pluralité de réservoirs de carburant peut être agencé pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable (SAF) - ce réservoir peut contenir du SAF 100% pur, ou du SAF avec un ou plusieurs additifs, mais ne contient aucun carburant fossile. (Tel qu’utilisé ici, « SAF » désigne un carburant d’aviation durable pur, ne contenant aucun carburant d’origine fossile/pétrolière (mais éventuellement un ou plusieurs additifs, par exemple un inhibiteur de givrage) ; le terme « mélange SAF » ou « carburant mélangé » peut être utilisé pour un mélange comprenant à la fois un SAF et un carburant d’origine pétrolière.) Le SAF dans ce réservoir 52 peut être sélectionné de sorte que le système de propulsion 2 puisse fonctionner uniquement avec ce carburant (par exemple, pour des opérations au sol, ou en cas d’urgence en vol, ou si/lorsque le règlement sur le carburant change de sorte que le vol avec un carburant SAF seul soit généralement autorisé). Dans de tels exemples, le réservoir de carburant 52 contenant uniquement le carburant d’aviation durable peut donc être agencé pour être utilisé pour alimenter l’aéronef 1 lorsque l’aéronef effectue des opérations au sol. Éventuellement, tout le carburant, ou au moins la majorité du carburant, utilisé pour des opérations au sol peut être agencé pour être prélevé dans le réservoir de carburant 52 contenant le carburant d’aviation durable, par exemple pour répondre aux exigences de l’aéroport en matière d’émissions et/ou d’utilisation de SAF. Un mélange de carburant SAF à % de SAF élevé peut être utilisé à la place du SAF dans d’autres mises en œuvre. On comprendra que l’utilisation de SAF (seul ou dans un carburant mixte) peut assurer une réduction significative des émissions de matières particulaires non volatiles (nvPM) au ralenti - le pourcentage de réduction peut être supérieur à 90% dans ces conditions dans certains cas. On estime que le pourcentage de réduction des nvPM pour l’utilisation de SAF est plus important au ralenti qu’à des demandes de puissance élevées, car la création de suie (nvPM) est liée plus étroitement à la teneur en composés aromatiques du carburant dans ces conditions de faible puissance par rapport à des demandes de puissance plus élevées où d’autres mécanismes de formation de suie entrent en jeu - les SAF ont généralement une teneur en composés aromatiques inférieure à celle des carburants d’aviation dérivés du pétrole. En tant que tel, si une quantité totale du SAF est limitée, l’utilisation du SAF pour des opérations au sol/opérations autour de l’aéroport plutôt qu’ailleurs dans un cycle de vol peut assurer un avantage accru en termes de réduction de la production de nvPM. De plus, la qualité de l’air de l’aéroport peut être améliorée. De même, en vol, un avantage plus important de l’utilisation de SAF peut être trouvé si le SAF est utilisé pour des parties à faible puissance de l’enveloppe de vol. Pour les mêmes raisons, un SAF peut être sélectionné pour être utilisé dans un groupe auxiliaire de puissance (APU) de l’aéronef 1 à la porte d’un aéroport. Cependant, les SAF ont souvent un pouvoir calorifique supérieur à celui des carburéacteurs traditionnels - dans de tels cas, une commande différente de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10 peut donc être utilisée pour des opérations au sol (où les réductions de nvPM peuvent être prioritaires) par rapport à en vol (où l’adaptation du pouvoir calorifique à la poussée peut être prioritaire), si seule une quantité limitée de SAF est disponible. Dans les scénarios dans lesquels des carburants ayant des propriétés nvPM similaires mais des pouvoirs calorifiques différents sont disponibles à bord d’un aéronef 1, la même commande peut être utilisée tout au long du fonctionnement ; tant pour les opérations au sol qu’en vol. Dans des exemples avec un réservoir de SAF uniquement 52, ce réservoir de carburant 52 peut être plus petit que le ou les plusieurs autres réservoirs de carburant 50, 53, par exemple, le premier réservoir de carburant 52 peut représenter 3% à 20%, et éventuellement 5% à 10% du volume de réservoir total disponible de l’aéronef 1. Éventuellement, ce réservoir 52 peut être agencé pour être utilisé exclusivement pour des opérations au sol de l’aéronef 1. Une sélection entre les autres réservoirs 50, 53 sur la base du pouvoir calorifique peut être ensuite effectuée en vol sur la base de la poussée du moteur. Dans des mises en œuvre telles que celle représentée à la , dans laquelle un réservoir de compensation 52 est présent sur l’aéronef 1 et est utilisé comme étant le premier réservoir de carburant 52, le carburant serait aspiré du réservoir de compensation 52, dont la masse diminue donc en raison de la perte de carburant, lors des opérations au sol, par exemple les opérations au poste de stationnement, le réchauffement, et éventuellement lors d’un ou plusieurs parmi le roulage et le roulement au décollage. En particulier, si le réservoir de compensation 52 est rempli de SAF (ou d’un carburant mixte à % de SAF élevé), les avantages en termes de qualité de l’air obtenus en utilisant ce SAF du réservoir de compensation 52 pour l’APU 44 au poste de stationnement peuvent être obtenus, et ce SAF peut en outre être utilisé pour les moteurs à turbine à gaz principaux 10 pendant le réchauffement, le roulage, le décollage et éventuellement une partie de la montée (éventuellement en mélange avec un autre carburant), jusqu’à ce que le réservoir de compensation 52 soit vide. Dans certains cas, la quantité de carburant dans le réservoir de compensation 52 peut être sélectionnée de sorte que le réservoir de compensation 52 soit au moins sensiblement vide au décollage, de sorte qu’il puisse être (partiellement) rempli pendant la montée, afin de permettre son utilisation pour compenser l’aéronef 1 même pendant la montée. Dans d’autres exemples, il peut être utilisé pour compenser l’aéronef 1 seulement plus tard dans le vol. Du carburant provenant d’une source de carburant différente 50, 53 peut être utilisé par la suite. De telles mises en œuvre peuvent être particulièrement utiles lorsque l’aéronef 1 effectue des missions vers la limite de sa capacité charge utile-distance franchissable ; permettant à tous les réservoirs de carburant d’être initialement remplis au maximum de leur capacité tout en assurant la capacité de réservoir de compensation rapidement après le décollage/avant l’utilisation habituelle du réservoir de compensation 52. Ainsi, au moment où l’aéronef 1 est en vol, le premier réservoir de carburant 52 serait relativement léger, sinon complètement vide, et n’affecte pas le centre de masse de manière significative. Le premier réservoir de carburant 52 est donc disponible pour une utilisation normale en tant que réservoir de compensation 52 pour au moins la partie croisière du vol - le carburant d’une ou plusieurs des autres sources de carburant 50, 53 peut être pompé dans le réservoir lorsqu’il est prêt à réduire la résistance pendant la croisière, et éventuellement également pendant la montée (après avoir au moins sensiblement vidé le premier réservoir de carburant 52 au plus tard à mi-chemin de la montée). La quantité de carburant initialement dans le réservoir de compensation 52 peut être sélectionnée pour permettre à ce carburant d’être entièrement épuisé bien avant que l’aéronef 1 n’atteigne son altitude de croisière. Plus particulièrement, dans de telles mises en œuvre, la quantité de carburant fournie au premier réservoir de carburant 52 lors du remplissage peut être calculée de manière à être au moins sensiblement épuisée au moment où l’aéronef 1 décolle, et éventuellement plus précisément au moment du cabrage de l’aéronef (le cabrage étant ce qui se passe vers la fin du roulement au décollage lorsque la roue avant de l’aéronef 1 quitte le sol, mais que le train d’atterrissage principal est toujours au sol. Dans les instants suivant le cabrage, l’aéronef 1 prend de la vitesse et ensuite le train d’atterrissage principal quitte également le sol). Le carburant dans le premier réservoir de carburant 52 de ces exemples peut être sélectionné en fonction de ses effets sur la qualité de l’air et la pollution, et peut ou non avoir un pouvoir calorifique inférieur à celui du ou des carburant(s) dans d’autres réservoirs 50, 53. Dans les exemples dans lesquels le premier réservoir de carburant 52 est utilisé comme réservoir de compensation 52, un dispositif de gestion de carburant embarqué 214 peut être agencé pour détecter le niveau de carburant dans le premier réservoir de carburant 52 et commuter automatiquement l’alimentation vers un réservoir différent (indépendamment de la quantité supplémentaire de nvPM pouvant être provoquée) s’il détecte un assèchement imminent de ce réservoir 52, pour éviter toute interruption de l’alimentation en carburant du moteur 10, 44. On comprendra que le fait d’avoir une quantité relativement faible de carburant restant dans le réservoir de compensation 52 n’empêche pas son utilisation en conséquence, et/ou que le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour pomper du carburant hors du réservoir de compensation 52 et dans un réservoir différent avant le début de la course au décollage, éventuellement à la suite d’un résultat négatif à une vérification que le réservoir de compensation 52 est suffisamment vide pour que le centre de gravité avant/arrière soit dans des limites acceptables. Dans certaines mises en œuvre, le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour commuter automatiquement du premier réservoir de carburant 52 vers un autre réservoir 50, 53, éventuellement plus grand, avant de commencer le roulement au décollage, pour éliminer la possibilité que le premier réservoir 52 s’assèche pendant le roulement au décollage et/ou la montée. Dans certaines mises en œuvre, le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour demander ou imposer plus de temps d’inactivité du moteur avant de commencer une course au décollage afin de s’assurer que le réservoir de compensation 52 est suffisamment vide pour être utilisé, si la compensation de l’aéronef 1 devrait être nécessaire pendant la course au décollage et/ou si aucune capacité de réserve n’est disponible pour le carburant à pomper hors du réservoir de compensation 52. Dans les exemples dans lesquels la détection est utilisée pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant, la détection peut être effectuée dans chaque réservoir 50, 52, 53 (ou dans un réservoir de chaque source de carburant), et les caractéristiques de carburant pour un mélange de carburants résultant provenant de différents réservoirs peuvent ensuite être calculées, le cas échéant, sur la base des rapports de mélange. En variante ou en plus, la détection peut être effectuée à l’approche du moteur 10, par exemple dans un tuyau/conduite de carburant qui peut contenir un mélange provenant de multiples réservoirs. Lorsque des données sont collectées pour un mélange de carburants, par exemple à l’approche du moteur 10, les données peuvent être enregistrées à mesure que le mélange change (en prélevant plus ou moins de carburant dans un réservoir donné 50, 52) afin de déterminer la composition de carburant dans chaque réservoir 50, 52 et 53 individuellement. Cette détermination peut permettre l’adaptation de la sélection ou du mélange de carburants en vol, par exemple en utilisant différents carburants selon les besoins pour différentes parties d’une enveloppe de vol, même lorsque la composition de carburant n’est pas connue au décollage. En outre, dans certaines mises en œuvre, une telle détermination peut être effectuée pendant le réchauffement du moteur et/ou dans les premiers stades du roulage, de sorte que la sélection de carburant pour le reste du roulage puisse être ajustée de manière appropriée, par exemple en sélectionnant un carburant ou un mélange de carburants présentant des avantages maximaux en termes de nvPM alors que l’aéronef est encore à l’aéroport. Dans certains exemples, la détection peut être effectuée sur le carburant immédiatement avant d’entrer dans le moteur 10/chambre de combustion 16, éventuellement pour s’assurer que le bon carburant/mélange de carburants est identifié (par exemple, comme contrôle de la composition prévue si celle-ci est déjà connue) et que les données sur le carburant brûlé sont aussi à jour que possible (quasi-temps réel). Une fois que le pouvoir calorifique de chaque carburant disponible pour l’alimentation du moteur à turbine à gaz 10 a été déterminé, par n’importe quel procédé approprié, un seul carburant (provenant d’un seul réservoir) ou un mélange de carburants (provenant de multiples réservoirs) peut être sélectionné et fourni au moteur à turbine à gaz 10, sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz 10. En particulier, un carburant (un seul carburant ou mélange) ayant un pouvoir calorifique inférieur peut être fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée inférieure. De manière correspondante, un carburant (un seul carburant ou mélange) ayant un pouvoir calorifique supérieur peut être fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée supérieure. La commande du carburant sur la base du pouvoir calorifique peut être effectuée en vol uniquement dans certains scénarios, ce qui permet de commander différemment l’alimentation en carburant pour des opérations au sol (par exemple, en donnant la priorité à la réduction de la génération de nvPM plutôt qu’à l’adaptation du pouvoir calorifique à la demande de puissance). On comprendra que la demande de poussée peut être déterminée en utilisant une ou plusieurs approches connues dans l’art, par exemple sur la base du débit de carburant et/ou de l’angle de la manette des gaz dans le cockpit, ou d’un ou plusieurs autres réglages du pilote, et éventuellement en tenant compte de la densité de l’air extérieur, ou d’un indicateur indirect de celle-ci tel que l’altitude, la température ambiante et/ou la pression. L’utilisation du débit de carburant seul peut être insuffisante en raison des différences dans les plages de débit de carburant en altitude par rapport au sol. La variation du pouvoir calorifique du carburant correspondant à une demande de poussée peut faciliter le maintien d’un débit de carburant plus constant, et/ou d’un fonctionnement d’une pompe à carburant et de déversement plus uniformes en vol. En général, le débit massique de carburant varie considérablement entre les différentes parties du vol pour un aéronef 1, de sorte que les différences du pouvoir calorifique de carburant ne soient pas suffisamment importantes pour compenser les différences d’exigences de flux énergétique de carburant entre la montée et la croisière initiale, par exemple. Cependant, pendant un segment de croisière en palier où l’aéronef 1 brûle du carburant à altitude constante, l’exigence de poussée peut diminuer lentement sur une période prolongée, et des ajustements de pouvoir calorifique de débit de carburant peuvent permettre de maintenir un débit sensiblement constant. Un débit de carburant sensiblement constant peut donc être maintenu dans certaines parties du fonctionnement de l’aéronef en mettant en œuvre l’approche décrite ici. En outre, les maximas du débit de carburant peuvent être réduits, et/ou les minimas du débit de carburant peuvent être augmentés, en choisissant un carburant ayant un pouvoir calorifique approprié aux points correspondants de fonctionnement de l’aéronef. Le « débit de carburant plus constant » peut donc faire référence à une diminution de la répartition maximale des débits de carburant sur toute l’enveloppe de fonctionnement du moteur/enveloppe de vol. On comprendra que la vitesse de la pompe est généralement liée à la vitesse de l’arbre dans certains aéronefs 1, un taux de déversement étant ajusté selon les besoins pour une vitesse donnée, de sorte qu’un débit de carburant vers la chambre de combustion 16 soit commandé par un système de distribution de carburant 220 (par exemple comprenant une unité hydromécanique, HMU) comprenant de multiples composants, plutôt que par une pompe à carburant seule. Ce fonctionnement plus uniforme peut être bénéfique en termes de fourniture d’un débit de carburant approprié à travers le système, par exemple pour la lubrification, pour un système à carburant et pour le transfert de chaleur, même à des demandes de puissance très faibles. L’utilisation d’un carburant à pouvoir calorifique inférieur dans le moteur 10 à des demandes de puissance inférieures peut faciliter la gestion thermique, car le débit plus élevé de carburant traversant le moteur fournit davantage de milieu de transfert de chaleur. En outre, il peut être difficile de faire fonctionner de gros moteurs 10 en douceur à une poussée de ralenti bas en utilisant des carburants standard - le fait de pouvoir commuter vers un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur pourrait donc améliorer les performances à une poussée de ralenti bas. Un procédé 2060 de fonctionnement d’un aéronef 1 comprenant un moteur à turbine à gaz 10 et une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53 agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz 10 est représenté à la . Le procédé 2060 comprend l’agencement 2062 de chaque source/réservoir de carburant 50, 52 de la pluralité de réservoirs de carburant pour contenir un carburant différent à utiliser pour alimenter le moteur à turbine à gaz 10, où les carburants ont des pouvoirs calorifiques différents. Dans certains exemples, un ou plusieurs des réservoirs de carburant 50, 52 peuvent faire partie d’un ensemble séparé de réservoirs de carburant reliés entre eux. Dans d’autres exemples, chaque réservoir de carburant 50, 52 peut être une source de carburant autonome à réservoir unique. Le procédé 2060 comprend en outre le stockage 2064 d’informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52, éventuellement dans la mémoire d’un dispositif de gestion de carburant embarqué 214. Le procédé 2060 comprend en outre la commande 2066 de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10 en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52. La commande 2066 peut être effectuée uniquement en vol, ou tout au long du fonctionnement de l’aéronef. La sélection est effectuée sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz 10 de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée inférieure (par exemple, des opérations au sol (si elles sont mises en œuvre au sol), la descente, la croisière), et qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique supérieur soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée supérieure (par exemple, la montée). Même pour un exemple avec seulement deux sources de carburant séparées 50, 52, une plage de différents pouvoirs calorifiques de carburant peut être fournie en mélangeant dynamiquement les deux carburants à différents niveaux, en fonction de la demande de poussée. Dans certains agencements, le procédé 2060 comprend la commutation entre deux, trois, quatre ou cinq carburants et/ou des mélanges prédéfinis, ayant des pouvoirs calorifiques déterminés, en fonction d’une demande de poussée. Dans d’autres agencements, le mélange peut être changé en fonction d’une demande de poussée, éventuellement en continu (dans les limites de précision de la pompe à carburant et/ou d’autres régulateurs de débit). Des données supplémentaires peuvent être utilisées en conjonction avec les caractéristiques de carburant déterminées pour ajuster la commande du système de propulsion 2. Par exemple, le procédé peut comprendre la réception de données des conditions actuelles autour de l’aéronef 1 (soit d’un fournisseur, tel qu’un organisme tiers de surveillance météorologique, soit de détecteurs embarqués). Ces données reçues (par exemple, les données météorologiques, la température, l’humidité, la présence d’une traînée de condensation, etc.) peuvent être utilisées pour effectuer ou influencer des changements de la composition du carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10. Au lieu, ou en plus, d’utiliser des données météorologiques « en temps réel » ou quasiment en temps réel, les données météorologiques prévues pour l’itinéraire de l’aéronef peuvent également être utilisées pour estimer les conditions actuelles. Un système de propulsion 2 pour un aéronef 1 peut donc comprendre un dispositif de gestion de carburant 214 agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52 et pour commander l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz principal/principaux 10, et éventuellement également à un APU 44, en fonctionnement. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut être prévu comme faisant partie d’un système de distribution de carburant 220 agencé pour permettre la commande et l’ajustement du carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10. Le système de distribution de carburant 220, tel que représenté à la , peut comprendre un ou plusieurs régulateurs de débit 216, tels que des soupapes et des pompes, agencés pour être commandés par le dispositif de gestion de carburant 214 afin de commander l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz principal/principaux 10, et éventuellement également à un APU 44. Par exemple, un régulateur de débit 216a, 216b peut être prévu entre chaque source de carburant et chaque moteur 10. De tels agencements peuvent permettre à différents carburants d’être fournis à différents moteurs 10 du même système de propulsion d’aéronef 2. Éventuellement, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre recevoir d’autres données (en plus des données de caractéristiques de carburant) et utiliser ces autres données et les données de caractéristiques de carburant pour déterminer un carburant ou un mélange de carburants souhaité pour le moteur à turbine à gaz 10. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut être prévu en tant qu’unité de gestion de carburant séparée 214 intégrée dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé(s) dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants (par exemple dans l’EEC 42). Dans certains exemples, les données de composition de carburant peuvent être stockées séparément des circuits effectuant la gestion de l’alimentation en carburant et récupérées si nécessaire - quel que soit là où les données sont stockées, ce stockage peut être considéré comme faisant partie du dispositif de gestion de carburant 214, qu’il en fasse partie intégrante ou non, ou qu’il y soit relié physiquement de quelque manière que ce soit. Le terme plus général « système d’alimentation » 4 peut être utilisé pour le système de propulsion 2 afin de garantir que les mises en œuvre dans lesquelles le carburant est fourni, en plus ou en variante, à un APU 44 sont incluses, car la puissance propulsive peut ne pas toujours être fournie par de tels systèmes d’alimentation 4, par exemple tout en effectuant des opérations à la porte alors que l’aéronef 1 est à l’arrêt (on comprendra également que les moteurs à turbine à gaz principaux 10 peuvent également être utilisés pour fournir une puissance non propulsive dans de nombreuses mises en œuvre). Le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour sélectionner un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53 sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz 10. En particulier, un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur est fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée inférieure, et inversement. Un carburant ayant un pouvoir calorifique supérieur peut donc être utilisé dans les stades de puissance élevée de l’enveloppe de vol, comme lors du décollage. Le pouvoir calorifique du carburant peut être ajusté linéairement en fonction d’un % d’augmentation ou de diminution de la demande de poussée dans certains scénarios, dans une plage disponible. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 en croisière par rapport à celui fourni pendant la montée. Éventuellement, un carburant ayant un pouvoir calorifique encore plus faible peut être fourni au moteur à turbine à gaz 10 au ralenti au sol ou au ralenti bas - ce même carburant peut également être fourni à l’APU 44 dans certaines mises en œuvre. On comprendra que le terme « ralenti bas » est un terme générique généralement utilisé pour le réglage du ralenti pour le ralenti au sol ou en vol lorsque le moteur fonctionne à l’un de ses limiteurs au minimum (par exemple, les limites minimales de vitesse, de pression et/ou de température), réglé dans l’EEC 42, la position de la manette des gaz étant en position de ralenti inverse. Le niveau de puissance au ralenti en vol peut varier considérablement en fonction de facteurs tels que l’altitude, la consommation de puissance, l’air de purge du client et les demandes d’antigivrage ; le terme « ralenti bas » couvre donc une plage de demandes de puissance/poussée. Le fonctionnement au ralenti lors du fonctionnement au sol de l’aéronef 1 est appelé « ralenti au sol » et le fonctionnement au ralenti lors du fonctionnement en vol de l’aéronef 1 est appelé « ralenti en vol ». Le ralenti haut est un terme plus spécifique, faisant référence aux conditions dans lesquelles l’aéronef 1 est dans une configuration d’approche et d’atterrissage et le ralenti est élevé au-dessus du ralenti bas de vol afin d’obtenir une réponse de poussée adéquate si nécessaire pour une remise des gaz. Alors que la manette des gaz reste dans la condition de ralenti inverse, il y a un niveau de poussée accru, et le ralenti haut ne peut s’appliquer qu’en vol (pas pour les opérations au sol). Dans certaines mises en œuvre, un carburant ayant un pouvoir calorifique supérieur peut être fourni au moteur à turbine à gaz 10 au ralenti haut qu’au ralenti bas, et un carburant ayant un pouvoir calorifique encore plus élevé peut être fourni lorsque la demande de poussée dépasse celle du ralenti haut. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut apporter des changements à l’alimentation en carburant directement, ou peut fournir une suggestion ou une notification au pilote concernant le changement, pour approbation (par exemple, comme décrit ci-dessus pour le dispositif de commande de système de propulsion 42, en notant que le dispositif de gestion de carburant 214 peut faire partie du dispositif de commande de système de propulsion 42, ou être en communication avec celui-ci). Dans certains exemples, le même dispositif de gestion de carburant 214 peut effectuer automatiquement certains changements et en demander d’autres, en fonction de la nature du changement. Dans certains exemples, un aéronef 1 peut être modifié pour exécuter le procédé 2060 décrit ci-dessus, éventuellement en installant un système de distribution de carburant réglable 220. Un procédé 2070 de modification d’un aéronef 1 de cette manière est représenté à la . L’aéronef 1 original comprend un moteur à turbine à gaz 10, qui, dans l’exemple décrit, comprend un noyau de moteur 11 comprenant une turbine 19, un compresseur 14, et un arbre principal 26 reliant la turbine au compresseur. L’aéronef 1 comprend également une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52 et une soufflante 23 située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal. L’aéronef 1 peut également comprendre un APU 44. Le procédé 2070 comprend l’agencement 2072 de chaque réservoir de carburant 50, 52, 53 (ou au moins deux réservoirs de carburant d’une pluralité de réservoirs de carburant) pour contenir un carburant différent à utiliser pour alimenter le(s) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44, où les carburants ont des pouvoirs calorifiques différents. Dans certains cas, l’aéronef 1 peut déjà comprendre une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53 agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz 10 ; dans de tels exemples, l’étape 2072 d’agencement des réservoirs de carburant peut simplement comprendre le remplissage sélectif des réservoirs de différents carburants. Dans les cas où l’aéronef 1 ne disposait auparavant que d’un seul réservoir de carburant 50, un nouveau réservoir de carburant 52 peut être ajouté afin de fournir une pluralité de réservoirs de carburant. Dans les cas où l’aéronef 1 ne disposait auparavant que d’une seule source de carburant, bien que composée de multiples réservoirs, un nouveau réservoir de carburant 52 peut être ajouté et/ou des conduites de carburant peuvent être ajustées de sorte que les réservoirs originaux 50, 53 ne soient plus tous interconnectés fluidiquement, fournissant ainsi au moins deux sources de carburant séparées. L’étape d’agencement 2072 peut donc varier en fonction de la configuration initiale de l’aéronef. Le procédé 2070 comprend en outre la fourniture 2074 d’un dispositif de gestion de carburant 214 agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52 et 53 et pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut fonctionner uniquement en vol. Dans des exemples dans lesquels il fonctionne à la fois en vol et pendant des opérations au sol, la stratégie de commande qu’il emploie peut différer entre les opérations en vol et au sol dans certains exemples. Dans d’autres exemples, par exemple, où tous les carburants disponibles ont des émissions de nvPM suffisamment faibles, une commande du carburant sur la base de la poussée et du pouvoir calorifique peut en outre être effectuée pendant des opérations au sol. Les fonctions de stockage et de commande peuvent être assurées par des entités distinctes ou par la même entité ; on comprendra que le dispositif de gestion de carburant 214 peut donc être un système distribué ou une unité ou un module unique. L’étape de fourniture 2074 du dispositif de gestion de carburant 214 peut comprendre l’installation ou consister à installer un logiciel dans une mémoire existante, à exécuter en utilisant des systèmes existants, dans certains exemples. Dans d’autres exemples, une nouvelle unité physique ou un nouveau module physique peut être monté(e) sur le système de propulsion 2, comprenant éventuellement un ou plusieurs régulateurs de débit 216 et/ou des sections de conduite de carburant de remplacement, le cas échéant, pour obtenir la commande de débit et de mélange de carburants souhaitée. Le dispositif de gestion de carburant 214 est agencé pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10 en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53 sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz 10 de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée inférieure, et inversement. Cette commande peut être effectuée tout au long du fonctionnement de l’aéronef, ou seulement à certains stades (par exemple, uniquement en vol, ou uniquement pendant la croisière). Les inventeurs ont également apprécié que les normes actuelles signifient qu’un SAF (pur) ne peut pas être utilisé pour les vols commerciaux, mais qu’un SAF pourrait être utilisé pour des opérations au sol, par exemple pour réduire les émissions des aéroports. De même, il peut y avoir des avantages à utiliser un tel carburant d’aviation durable pour des opérations au sol, même lorsqu’il peut également être utilisé en vol, par exemple pour maximiser les avantages environnementaux d’une quantité limitée de SAF disponible. En outre, si des carburants qui ne sont pas des SAF purs mais qui contiennent plutôt une proportion de SAF sont disponibles pour l’aéronef 1, l’utilisation du ou des carburants ayant le % de SAF le plus élevé pour des opérations au sol peut réduire en conséquence les émissions des aéroports et ainsi améliorer la qualité de l’air. La reconception du circuit de carburant de l’aéronef peut donc permettre de réaliser des avantages techniques et environnementaux du SAF, que le SAF soit fourni ou non dans le cadre d’un mélange. Si seule une quantité relativement faible de SAF pur ou d’un mélange à pourcentage de SAF élevé est disponible pour un aéronef 1 (le reste du carburant étant soit du carburant à base de pétrole, soit un mélange à faible pourcentage de SAF), le plus grand avantage de ce SAF (ou d’un mélange à pourcentage de SAF élevé) peut donc être obtenu en utilisant ce carburant dans et autour de l’aéroport, où la demande de puissance est relativement faible (voir les discussions sur la génération de nvPM ci-dessus). Pour les mêmes raisons, ce SAF ou mélange à % de SAF élevé, éventuellement stocké dans un premier réservoir de carburant 52 comme décrit ci-dessus, peut être utilisé dans le groupe auxiliaire de puissance (APU) 44 de l’aéronef 1, par exemple à la porte d’un aéroport. Bien qu’il soit apprécié qu’un carburant synthétique puisse être fabriqué pour imiter exactement un carburant kérosène traditionnel, une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un SAF stocké à bord de l’aéronef 1 peuvent différer des caractéristiques de carburant du ou des plusieurs autres carburants stockés à bord de l’aéronef 1, dans d’autres réservoirs. Les caractéristiques de carburant peuvent comprendre une ou plusieurs des caractéristiques de carburant décrites ci-dessus, et peuvent être déterminées en utilisant l’une quelconque des approches décrites ci-dessus, y compris par l’un quelconque des exemples de techniques de détection énumérées. Si deux SAF différents ou plus, ou deux mélanges de SAF différents ou plus ayant le même % de SAF, sont disponibles pour l’aéronef 1, une ou plusieurs autres caractéristiques de carburant, telles que le rapport hydrogène sur carbone (H/C) du carburant ou le niveau d’émissions de matières particulaires non volatiles (nvPM) lors de la combustion - peuvent être utilisées pour choisir entre deux carburants ou plus ayant le même % de SAF. Un ou plusieurs autres paramètres susceptibles d’influencer la qualité de l’air autour d’un échappement de l’aéronef 1 peuvent également être comparés afin de sélectionner le carburant susceptible de fournir les meilleurs résultats de qualité de l’air. Les facteurs environnementaux (par exemple, l’altitude et l’humidité de l’aéroport) peuvent également être pris en compte dans cette évaluation. Dans les présents exemples, décrits par rapport aux Figures 14 et 18, la première source de carburant est le premier réservoir de carburant 52. Dans d’autres exemples, la première source de carburant peut comprendre de multiples réservoirs reliés entre eux. Dans l’exemple décrit, le premier réservoir de carburant 52 est agencé pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable pur (SAF), c’est-à-dire 100% d’origine durable et non dérivé du kérosène/d’origine fossile. Dans d’autres exemples, de multiples réservoirs de carburant d’une pluralité de réservoirs de carburant peuvent tous contenir un SAF - l’un quelconque du sous-ensemble de réservoirs de carburant contenant un SAF peut donc être utilisé pour fournir du SAF ; on comprendra que l’exemple d’un seul réservoir de carburant 52 contenant un SAF est décrit ici uniquement à titre d’exemple non limitatif. Dans d’autres exemples, le premier réservoir de carburant 52 est agencé pour contenir un carburant, qui est un mélange de SAF à % de SAF plus élevé que celui de tout autre réservoir de carburant 50, 53. Dans d’autres exemples, de multiples réservoirs de carburant d’une pluralité de réservoirs de carburant peuvent tous contenir un mélange de SAF ayant le même % de SAF, de sorte qu’il y ait de multiples premiers réservoirs de carburant 52 - n’importe lequel des premiers réservoirs de carburant peut donc être utilisé pour fournir du carburant pour au moins la majorité des opérations au sol ; on comprendra que l’exemple d’un seul premier réservoir de carburant 52 est décrit ici uniquement à titre d’exemple non limitatif. Un ou plusieurs deuxièmes réservoirs de carburant 50, 53 contiennent un ou plusieurs carburants ayant un % de SAF inférieur (éventuellement 0% de SAF) et sont utilisés pour d’autres opérations. L’exemple représenté à la est généralement similaire à celui représenté à la , mais les différences sont décrites ci-dessous. (À la , une conduite de carburant interne est représentée - vers le plus grand réservoir 50 ; on comprendra qu’au moins une deuxième conduite de carburant vers le premier réservoir de carburant 52 serait généralement également prévue mais celle-ci n’est pas représentée pour plus de clarté - de manière similaire, aucune conduite de carburant de ce type n’est représentée à la pour plus de clarté, mais elle serait généralement présente.) Dans les exemples actuellement décrits, l’aéronef 1 a une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53, et en particulier, au moins deux sources de carburant/réservoirs séparés 50, 52, et éventuellement plus. Chaque réservoir de carburant 50, 52 est agencé pour stocker un carburant à utiliser pour alimenter un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz 10, 44 de l’aéronef. L’un des réservoirs de carburant 52 - appelé premier réservoir de carburant 52 - est agencé pour contenir uniquement un carburant, qui est un carburant d’aviation durable (SAF), ou pour contenir un mélange de carburants à % de SAF élevé. Dans certaines mises en œuvre, telles que celle représentée à la , ce premier réservoir de carburant 52 est agencé pour contenir uniquement le SAF ou le mélange à % de SAF élevé, et peut toujours être isolé de la/des autre(s) source(s) de carburant 50, 53. Dans d’autres mises en œuvre, telles que celle représentée à la , ce premier réservoir de carburant 52 est agencé pour contenir initialement le SAF ou le mélange à % de SAF élevé, et pour être isolé fluidiquement de la/des autre(s) source(s) de carburant 50, 53 lorsque ce carburant est utilisé (par exemple pour des opérations au sol), mais peut ensuite être relié fluidiquement à une ou plusieurs autres sources de carburant 50, 53 en vol (par exemple en ouvrant une ou plusieurs soupapes), et peut avoir un carburant différent provenant d’une source de carburant différente 50, 53 pompé dedans (par exemple pour servir de réservoir de compensation 52). Le premier réservoir de carburant 52 de ces exemples est donc agencé pour contenir uniquement un carburant, qui est un carburant d’aviation durable (SAF), ou un mélange à % de SAF élevé, au moins pendant des opérations au sol. Dans une mise en œuvre dans laquelle le carburant est 100% SAF, le SAF dans ce réservoir 52 peut être sélectionné de sorte que le système de propulsion 2 puisse fonctionner uniquement avec ce carburant (par exemple, pour des opérations au sol, en cas d’urgence en vol, ou si le règlement sur le carburant change de sorte que le vol avec 100% de SAF soit généralement autorisé), ou peut être adapté pour une utilisation dans un APU 44 uniquement et ne pas convenir à la combustion dans un moteur à turbine à gaz principal 10. Le réservoir de carburant 52 contenant le carburant d’aviation durable uniquement peut donc être agencé pour être utilisé pour alimenter l’aéronef 1 lorsque l’aéronef effectue des opérations au sol. Éventuellement, le premier réservoir de carburant 52 peut être utilisé pour fournir du SAF au moteur à turbine à gaz 10, mais éventuellement uniquement pendant des opérations au sol. En variante, le premier réservoir de carburant 52 peut être utilisé pour fournir du SAF au moteur à turbine à gaz 10 dans le cadre d’un mélange en vol, ou peut être agencé pour fournir du SAF uniquement à l’APU 44. Dans les mises en œuvre dans lesquelles le carburant dans le(s) premier(s) réservoir(s) de carburant 52 n’est pas du SAF pur, une utilisation plus flexible peut être faite de ce carburant en vol même selon le règlement en vigueur au moment de la rédaction. Dans certaines mises en œuvre, le premier réservoir de carburant 52 peut être utilisé pour fournir du carburant à la fois au moteur à turbine à gaz principal 10 et à l’APU 44. Dans certains des exemples décrits, tout le carburant utilisé pour des opérations au sol est un carburant d’aviation durable ou le mélange à % de SAF le plus élevé disponible, et tout le carburant utilisé pour des opérations au sol est donc prélevé dans le premier réservoir de carburant 52 (dans les exemples avec de multiples premiers réservoirs, l’un quelconque ou plusieurs de ces réservoirs peuvent être utilisés). Dans d’autres exemples, la majeure partie du carburant utilisé pour des opérations au sol est un SAF ou le mélange à % de SAF le plus élevé disponible, seules de petites quantités provenant d’autres sources étant utilisées (par exemple, moins de 10% ou moins de 5% de l’utilisation de carburant et/ou du temps de fonctionnement, ou l’utilisation de carburant provenant d’une autre source uniquement pour le démarrage initial du moteur). On comprendra que, si un premier réservoir de carburant 52 est à court de carburant, un deuxième réservoir de carburant 50, 53 ayant le mélange à % de SAF le plus élevé parmi les deuxièmes réservoirs de carburant peut être reclassé en tant que premier réservoir de carburant et utilisé pour les opérations au sol restantes. Un dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour commander l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 de manière à prélever uniquement du carburant dans le ou les plusieurs premiers réservoirs de carburant 52 lorsque l’aéronef 1 effectue au moins la majorité des opérations au sol. Tel qu’utilisé ici, les « opérations au sol » désignent généralement des opérations avant le décollage et peuvent inclure un ou plusieurs de ce qui suit : • le démarrage du moteur lui-même ; • le chauffage, l’éclairage, la climatisation et/ou d’autres demandes non propulsives, alors que l’aéronef 1 est à l’arrêt (par exemple à une porte) ou en mouvement ; • le roulage de l’aéronef 1 ; et • le lancement du roulement au décollage, incluant éventuellement le relevage d’une roue avant, le cas échéant. Le premier réservoir de carburant 52 (ou un ou plusieurs autres réservoirs de carburant contenant un SAF ou le mélange à % de SAF élevé, dans d’autres exemples) peut donc être utilisé pour fournir une partie ou la totalité du carburant utilisé par le système d’alimentation d’aéronef 4 au poste de stationnement (par exemple à une porte), et pendant le réchauffement, le roulage et le roulement au décollage. De manière avantageuse, cela peut répondre aux exigences de l’aéroport en matière d’émissions et/ou d’utilisation de SAF. Si, une fois les opérations au sol terminées, il reste encore du carburant dans un ou plusieurs des premiers réservoirs de carburant 52, il pourrait éventuellement être conservé pour être utilisé à l’aéroport de destination pour d’autres opérations au sol à l’atterrissage, y compris le roulement à l’atterrissage et le roulage à l’arrivée. Tout carburant restant dans le ou les plusieurs premiers réservoirs de carburant 52 peut en plus ou en variante être utilisé pour la première partie de la montée (au décollage) et/ou la partie finale de l’approche (à l’atterrissage) - c’est-à-dire pour une ou plusieurs parties du vol qui ne se déroulent pas au sol mais qui ont lieu près du sol et donc pertinentes pour la qualité de l’air local et la santé humaine. L’utilisation d’un SAF à l’approche d’un aéroport de destination (par opposition au décollage) peut être particulièrement bénéfique en termes de nvPM, car la puissance requise est plus faible et donc la réduction de nvPM réalisable par l’utilisation d’un SAF est donc plus élevée. Une sélection peut être effectuée en fonction de la quantité de SAF disponible, des types de mélanges SAF disponibles et d’un ordre de priorité pour l’utilisation de SAF dans les différentes parties des opérations de l’aéronef. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour commander l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz propulsif(s) 10 en vol en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52. Le premier réservoir de carburant 52 de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, agencé pour contenir uniquement le carburant à % de SAF le plus élevé (qui peut être du SAF pur) peut être plus petit que le ou les plusieurs autres réservoirs de carburant 50, 53. Par exemple, le premier réservoir de carburant 52 peut représenter 3% à 20%, et éventuellement 5% à 10%, du volume de réservoir total disponible de l’aéronef 1. Éventuellement, ce réservoir 52 peut être agencé pour être utilisé exclusivement pour des opérations au sol de l’aéronef 1. Chaque réservoir de carburant 50, 52, 53 à bord de l’aéronef 1 peut être agencé pour contenir un carburant de type différent (par exemple, un carburant d’origine pétrolière ou un SAF, ou différentes variétés de SAF), et certains réservoirs peuvent contenir des carburants mélangés avec une proportion d’un carburant d’aviation durable mélangé à un carburéacteur traditionnel ou à un autre carburant d’origine pétrolière. Dans certains exemples, deux réservoirs 50, 52 ou plus peuvent contenir le même carburant, à condition qu’au moins deux carburants différents soient disponibles dans les réservoirs de carburant de l’ensemble de l’aéronef 1. Dans certains exemples, au moins un réservoir 52 contient un SAF - c’est-à-dire purement un carburant d’aviation durable, et non un mélange. Dans des mises en œuvre telles que celle représentée à la , dans laquelle un réservoir de compensation 52 est présent sur l’aéronef 1 et est utilisé comme étant le premier réservoir de carburant 52, l’approche et les avantages liés à l’utilisation de SAF décrits ci-dessus peuvent également être obtenus. Le système de propulsion 2 des exemples décrits à nouveau comprend un système de distribution de carburant réglable 220, permettant de sélectionner quel(s) réservoir(s) 50,52, et donc quel carburant ou mélange de carburants utiliser. Dans de tels exemples, les caractéristiques de carburant peuvent varier au cours d’un voyage (y compris le vol et les opérations au sol au début et/ou à la fin d’un voyage) - un carburant spécifique ou un mélange de carburants peut être sélectionné pour améliorer le fonctionnement à certains stades de vol ou dans certaines conditions externes. Dans les exemples dans lesquels la détection est utilisée pour une ou plusieurs caractéristiques de carburant (soit par détection directe, soit par déduction à partir de paramètres détectés), par exemple pour découvrir ou vérifier quel réservoir contient le carburant à % de SAF le plus élevé, l’une quelconque des approches de détection décrites ci-dessus peut être mise en œuvre. Dans d’autres exemples, aucune détection ne peut être effectuée et les données fournies sur la composition de carburant peuvent être utilisées à la place - ces données peuvent être simplement des proportions de SAF, par exemple « 100% de SAF » par rapport à d’« Autres », ou un % de SAF pour chaque réservoir, ou peuvent inclure des informations plus détaillées sur les caractéristiques de carburant. Dans d’autres exemples, aucune donnée sur le carburant ne peut être fournie - à la place, chaque réservoir 50, 52, 53 peut être identifié comme un réservoir « SAF uniquement » ou un réservoir « non SAF uniquement », ou comme un réservoir à « % de SAF le plus élevé » ou « Autre » réservoir, et le procédé peut reposer sur le fait que les réservoirs 50, 52, 53 sont correctement remplis en conséquence. Dans certains exemples, les pouvoir calorifiques pour chaque carburant disponible peuvent être calculés ou fournis, et un carburant ou un mélange de carburants est fourni sur la base d’une demande de poussée comme décrit ci-dessus (éventuellement en tenant compte également de l’altitude en vol) - une partie du carburant du premier réservoir 52 peut être utilisée seule et/ou dans un ou plusieurs mélanges dans de tels exemples. Dans des exemples avec un seul premier réservoir 52, la commande sur la base du pouvoir calorifique peut être effectuée en vol uniquement. Dans les exemples avec plus d’un premier réservoir 52, une sélection entre les premiers réservoirs peut être faite sur la base du pouvoir calorifique pour différentes exigences de poussée pendant des opérations au sol, également. Un procédé 2061 de fonctionnement d’un aéronef 1 comprenant un moteur à turbine à gaz 10, 44 et une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52 agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz 10, 44 est représenté à la . Le procédé 2061 comprend l’agencement 2063 d’au moins deux réservoirs de carburant 50, 52 de la pluralité de réservoirs de carburant pour stocker chacun un carburant différent, en particulier, des carburants ayant différentes proportions de SAF. Un premier réservoir de carburant 52 contient un carburant ayant une proportion de SAF plus élevée que celle d’un deuxième réservoir de carburant 50, 53. Un premier réservoir de carburant 52 de la pluralité de réservoirs de carburant peut être agencé pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable. Cette étape d’agencement 2063 peut comprendre l’isolement fluidique d’un ou plusieurs réservoirs les uns des autres, si nécessaire, afin de permettre à différents carburants d’être stockés dans différents réservoirs (par exemple en fermant des soupapes). Cette étape d’agencement 2063 peut consister à remplir les réservoirs 50, 52, 53 de manière appropriée. Dans certains exemples, un ou plusieurs des réservoirs de carburant 50, 52 peuvent faire partie d’un ensemble séparé de réservoirs de carburant reliés entre eux. Dans d’autres exemples, chaque réservoir de carburant 50, 52 peut être une source de carburant autonome à réservoir unique. Dans certains exemples, le carburant dans le premier réservoir de carburant 52 a un % de SAF supérieur à 50%, par exemple supérieur ou égal à 55%, 60% ou 70%, et peut éventuellement être de 100% SAF. Le procédé 2061 de certains exemples comprend l’identification 2067 du réservoir 52 qui contient le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable. Si plusieurs réservoirs 50, 52 contiennent chacun un carburant ayant le même % de SAF le plus élevé, les plusieurs réservoirs peuvent tous être identifiés comme premiers réservoirs de carburant 52. Éventuellement, une ou plusieurs autres caractéristiques (par exemple, le pouvoir calorifique, les émissions de nvPM) peuvent être utilisées pour sélectionner quel premier réservoir de carburant 52 utiliser dans de tels scénarios. L’identification 2067 peut être effectuée par détection ou détermination à partir des paramètres de fonctionnement du moteur, par exemple en utilisant l’une quelconque des approches décrites ici, ou en utilisant des données fournies (par exemple, des données transmises ou obtenues autrement par ou accédées par le dispositif de gestion de carburant 214). Le procédé 2061 comprend en outre la commande 2065 de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10 de manière à n’utiliser qu’un carburant du réservoir 52 contenant le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable (ou, dans certains cas, tout carburant à plus de 50% de SAF) lorsque l’aéronef 1 effectue au moins la majorité des opérations au sol. Ce carburant peut avoir une proportion de SAF supérieure à 50% de SAF, et éventuellement d’au moins 55% de SAF. Ici, l’utilisation de ce carburant pour « au moins la majorité » des opérations peut signifier qu’au moins 90% ou 95% du carburant utilisé pour des opérations au sol est ce carburant, et/ou qu’au moins 90% ou 95% du temps de fonctionnement nécessaire aux opérations au sol est assuré par ce carburant, et/ou que le carburant ayant la proportion la plus élevée de SAF est utilisé pour toutes les opérations au sol, à l’exception du démarrage initial du moteur (pour lequel un carburant dédié peut être utilisé comme décrit ci-dessous ). Le procédé 2061 comprend en outre éventuellement le stockage 2064 d’informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52, éventuellement dans une mémoire d’un dispositif de gestion de carburant embarqué 214. Les informations stockées peuvent simplement être un drapeau indiquant si un réservoir particulier 50, 52 contient ou non le carburant à % de SAF le plus élevé, ou un carburant à plus de 50% de SAF. Des informations supplémentaires peuvent être stockées dans d’autres exemples. Ces informations stockées peuvent être utilisées pour l’étape de commande 2065, et en particulier peuvent être utilisées pour identifier le premier réservoir de carburant 52 (et/ou de manière correspondante un ou plusieurs autres réservoirs, si de multiples réservoirs contiennent un SAF ou le carburant à % de SAF le plus élevé), si celles-ci ne sont pas codées en dur/câblées dans le système de propulsion 2. Une table de consultation des propriétés de réservoir peut être utilisée pour identifier le(s) premier(s) réservoir(s) de carburant 52 si les réservoirs sont toujours disposés de manière à contenir des carburants spécifiques. Un système d’alimentation 4 pour un aéronef 1 peut donc comprendre un dispositif de gestion de carburant 214 agencé pour stocker des informations sur chaque réservoir de carburant 50, 52/sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52 et pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10 en fonctionnement. Les informations stockées peuvent simplement comprendre un drapeau indiquant si chaque réservoir est ou non le réservoir à % de SAF le plus élevé, ou peuvent comprendre des informations plus détaillées, telles qu’une teneur en % de SAF pour chaque réservoir, et/ou une ou plusieurs autres caractéristiques de carburant du carburant actuellement dans chaque réservoir 50, 52 (le % de SAF peut être défini en volume et/ou en masse, en tenant compte du fait que les densités peuvent varier dans des limites acceptées). Dans de tels exemples, le réservoir 52 de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53 qui est le premier réservoir 52 peut varier au cours de la durée de vie du système d’alimentation 4, par exemple en fonction de quel réservoir est rempli de quel carburant. Dans d’autres exemples, le système de distribution de carburant 220 tel que représenté à la peut être configuré pour qu’un réservoir spécifique 52 soit toujours le réservoir au % de SAF le plus élevé, et il n’est pas nécessaire de stocker ces informations sur le carburant. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut également être agencé pour identifier quel réservoir 52 contient le carburant ayant la proportion la plus élevée d’un carburant d’aviation durable, et/ou pour identifier tous les réservoirs contenant des carburants à plus de 50% de SAF. Dans les mises en œuvre dans lesquelles le SAF ou le mélange à % de SAF le plus élevé est fourni à un moteur à turbine à gaz principal 10 de l’aéronef 1, qui fournit une puissance propulsive à l’aéronef 1, le système d’alimentation 4 peut être appelé plus spécifiquement système de propulsion 2. Le terme plus général « système d’alimentation » 4 mentionné ci-dessus est utilisé ici pour garantir que les mises en œuvre dans lesquelles le carburant est fourni en plus ou en variante à un APU 44 sont incluses, car la puissance propulsive peut ne pas être fournie par de tels systèmes d’alimentation 4. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut être prévu comme faisant partie d’un système de distribution de carburant 220 agencé pour permettre la commande et l’ajustement du carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10, 44, et peut être tel que décrit ci-dessus pour les exemples précédents. Le dispositif de gestion de carburant 214 est généralement tel que décrit ci-dessus. Dans des exemples avec des APU 44, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre être agencé pour commander le carburant ou le mélange de carburants fourni à l’APU 44. Dans certains des exemples décrits, le dispositif de gestion de carburant 214 est agencé pour prélever du carburant exclusivement dans le premier réservoir de carburant 52, c’est-à-dire le réservoir de carburant 52 contenant le carburant ayant la proportion la plus élevée de SAF, pour des opérations au sol du système d’alimentation 4. Comme décrit ci-dessus pour d’autres exemples, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre recevoir d’autres données (en plus des informations indiquant quel(s) réservoir(s) contient/contiennent un SAF, fournissant un % de SAF pour chaque réservoir et/ou fournissant d’autres données de caractéristiques du carburant), et utiliser ces autres données et les données de caractéristiques de carburant pour déterminer un carburant ou un mélange de carburants souhaité pour le moteur à turbine à gaz 10, 44 en vol. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10, 44 de manière à prélever du carburant principalement, ou uniquement, dans un premier réservoir de carburant 52 lorsque l’aéronef 1 effectue des opérations au sol. Dans certains exemples, un aéronef 1 peut être modifié pour exécuter le procédé 2061 décrit ci-dessus, éventuellement en installant un système de distribution de carburant réglable 220. Un procédé 2071 de modification d’un aéronef 1 de cette manière est représenté à la . L’aéronef 1 original comprend un moteur à turbine à gaz 10, le moteur à turbine à gaz 10 de cet exemple comprenant un noyau de moteur 11 comprenant une turbine 19, un compresseur 14, et un arbre principal 26 reliant la turbine au compresseur. L’aéronef 1 comprend également une soufflante 23 située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal. L’aéronef 1 original peut en outre comprendre un APU 44, l’APU lui-même étant ou comprenant un moteur à turbine à gaz 44. Le procédé 2071 comprend l’agencement 2073 d’au moins deux réservoirs de carburant séparés 50, 52 pour stocker un carburant différent, de sorte qu’un carburant ait une proportion plus élevée de SAF que l’autre. Un ou plusieurs réservoirs de carburant peuvent être agencés pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable dans certaines mises en œuvre (dans un exemple décrit, le premier réservoir de carburant 52 de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52 est le seul réservoir contenant du SAF pur). Dans certains cas, l’aéronef 1 peut déjà comprendre une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52 agencés pour stocker du carburant pour alimenter le(s) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 ; dans de tels exemples, l’étape 2073 d’agencement des réservoirs de carburant peut simplement comprendre le remplissage sélectif des réservoirs de différents carburants. Dans les cas où l’aéronef 1 ne disposait auparavant que d’un seul réservoir de carburant 50, un nouveau réservoir de carburant 52 peut être ajouté afin de fournir une pluralité de réservoirs de carburant. Dans les cas où l’aéronef 1 ne disposait auparavant que d’une seule source de carburant, bien que composée de multiples réservoirs, un nouveau réservoir de carburant 52 peut être ajouté et/ou des conduites de carburant peuvent être ajustées de sorte que les réservoirs originaux 50, 53 ne soient plus tous interconnectés fluidiquement, fournissant ainsi au moins deux sources de carburant séparées. L’étape d’agencement 2073 peut donc varier en fonction de la configuration initiale de l’aéronef. Le procédé 2071 comprend en outre la fourniture 2075 d’un dispositif de gestion de carburant 214 agencé pour commander l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 de manière à utiliser uniquement, ou principalement, un SAF lorsque l’aéronef 1 effectue des opérations au sol. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre être agencé pour identifier quel réservoir 52 contient le carburant ayant la proportion la plus élevée de carburant d’aviation durable - ce réservoir 52 peut être identifié comme un premier réservoir de carburant 52. Dans les cas où deux réservoirs ou plus contiennent un carburant ayant le même % de SAF le plus élevé, une pluralité de réservoirs peuvent être identifiés comme premiers réservoirs de carburant. Une sélection entre ceux-ci peut être faite en utilisant une ou plusieurs des approches décrites ci-dessus. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut utiliser un carburant du premier réservoir de carburant 52 (par exemple, un SAF dans un exemple spécifique décrit, ou plus généralement le carburant au % de SAF le plus élevé disponible, ou éventuellement tout carburant à plus de 50% de SAF) pour certaines opérations au sol, mais pas toutes. Par exemple, le dispositif de gestion de carburant 214 peut utiliser un carburant différent pour le démarrage avant de commuter vers l’utilisation du premier réservoir 52, peut commuter vers un carburant différent si le carburant du premier réservoir de carburant 52 est épuisé avant la fin des opérations au sol, et/ou le dispositif de gestion de carburant 214 peut fournir le carburant du premier réservoir de carburant 52 à l’APU 44 mais un carburant différent au(x) autre(s) moteur(s) à turbine à gaz 10. Dans certains exemples, tels que des agencements dans lesquels le(s) réservoir(s) 52 utilisé(s) pour stocker le carburant au % de SAF le plus élevé peut/peuvent varier au cours de la durée de vie du système de propulsion 2, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre être agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52 afin de permettre l’identification du premier réservoir 52, ou équivalent(s). Les fonctions de stockage et de commande peuvent être assurées par des entités distinctes ou par la même entité ; on comprendra que le dispositif de gestion de carburant 214 peut donc être un système distribué ou une unité ou un module unique. L’étape de fourniture 2075 du dispositif de gestion de carburant 214 peut comprendre l’installation ou consister à installer un logiciel dans une mémoire existante, à exécuter en utilisant des systèmes existants, dans certains exemples. Dans d’autres exemples, une nouvelle unité physique ou un nouveau module physique peut être monté(e) sur le système de propulsion 2, comprenant éventuellement un ou plusieurs régulateurs de débit 216 et/ou des sections de conduite de carburant de remplacement, le cas échéant, pour obtenir la commande de débit et de mélange de carburants souhaitée. Dans certains exemples, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre être agencé pour assurer d’autres fonctions, par exemple pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10 en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52 sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz 10 de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée inférieure, et inversement. On comprendra que la demande de poussée peut être déterminée en utilisant une ou plusieurs approches connues dans l’art, par exemple comme mentionné ci-dessus. Les inventeurs ont également apprécié le fait que les différences de carburant peuvent permettre une reconception du circuit de carburant de l’aéronef afin de procurer des avantages techniques et environnementaux pour les opérations au sol d’un aéronef. Dans les présents exemples, décrits par rapport aux Figures 14 et 19, l’utilisation du premier réservoir de carburant 52 est ajustée en conséquence. La montre un aéronef 1 avec un système de propulsion 2 généralement identique à celui représenté sur la , mais avec trois sources de carburant séparées 50, 52, 53 au lieu de deux. Les première, deuxième et troisième sources de carburant ne sont donc pas couplées fluidiquement les unes aux autres de manière à séparer les différents carburants (au moins dans des conditions de fonctionnement normales). Dans d’autres exemples, tels que celui représenté à la , seules deux sources de carburant séparées peuvent être fournies. Dans le présent exemple, la première source de carburant est le premier réservoir de carburant 52. Dans d’autres exemples, la première source de carburant peut comprendre de multiples réservoirs reliés entre eux. Le premier réservoir de carburant 52 est agencé pour être utilisé au moins principalement (et dans certains cas, uniquement) pour des opérations au sol. Le carburant du premier réservoir de carburant 52 est agencé pour être utilisé au moins pour la majorité des opérations au sol, de manière similaire à l’utilisation d’un SAF ou du mélange à % de SAF élevé décrit par rapport aux exemples précédents. Dans l’exemple représenté sur la , la deuxième source de carburant comprend un réservoir de carburant central 50, situé principalement dans le fuselage de l’aéronef, et la troisième source de carburant comprend une pluralité de réservoirs de carburant d’ailes 53a, 53b, où au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile gauche et au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile droite pour l’équilibrage. Les réservoirs 53a et 53b sont interconnectés fluidiquement dans l’exemple représenté, formant ainsi une seule troisième source de carburant. Une interconnexion fluidique entre les réservoirs de carburant d’ailes 53 de la troisième source de carburant peut être prévue pour l’équilibrage de l’aéronef 1, comme décrit précédemment. Chacun du réservoir de carburant central 50 et des 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 être en communication fluidique avec le réservoir central 50, formant ainsi une seule deuxième source de carburant. À des fins d’équilibrage, un ou plusieurs réservoirs de carburant dans l’aile gauche peuvent être en communication fluidique avec un ou plusieurs réservoirs de carburant dans l’aile droite. Cela peut être réalisé par l’intermédiaire d’un réservoir de carburant central 50 (si ce réservoir ne fait pas partie d’une source de carburant séparée), ou en contournant le(s) réservoir(s) de carburant central/centraux, ou les deux (pour une flexibilité et une sécurité maximales). Dans certains exemples, la répartition de réservoirs de carburant 50, 53 disponibles sur l’aéronef 1 peut être contrainte de sorte que chaque source de carburant soit sensiblement symétrique par rapport à l’axe de l’aéronef. Dans les cas où une répartition asymétrique de réservoirs de carburant est autorisée, un moyen approprié de transfert de carburant peut être prévu entre les réservoirs de carburant de la première source de carburant et/ou entre les réservoirs de carburant de la deuxième source de carburant de sorte que la position du centre de masse de l’aéronef puisse être maintenue dans des limites latérales acceptables tout au long du vol. Cependant, dans les exemples dans lesquels le premier réservoir de carburant 52 est beaucoup plus petit que les autres réservoirs de carburant 50, 53, son changement de masse à mesure que le carburant de ce réservoir est utilisé peut être moins important et ainsi la symétrie peut ne pas représenter un problème. Dans les exemples représentés aux Figures 14 et 19, le premier réservoir de carburant 52 est encore plus petit que le deuxième réservoir de carburant 50. Dans l’exemple de la , il est situé plus vers l’arrière du fuselage. Le premier réservoir de carburant 52 de cette mise en œuvre peut donc être utilisé plus facilement comme réservoir de compensation 52 en vol ; l’approche décrite ci-dessus en ce qui concerne la compensation peut donc également être utilisée en conjonction avec le fait de dédier initialement un réservoir 52 à une utilisation au sol. Si le premier réservoir 52 doit être utilisé comme réservoir de compensation en vol, le carburant dans ce réservoir 52 est soit épuisé dans les stades initiaux des opérations au sol et éventuellement au décollage, soit le reste est mélangé avec un autre carburant pompé dans ce réservoir pour la compensation en vol. En revanche, dans les mises en œuvre dans lesquelles ce premier réservoir 52 n’est pas utilisé comme réservoir de compensation, plutôt que d’être épuisé en vol ou dilué, le SAF restant dans le premier réservoir 52 pourrait être conservé jusqu’à ce que l’aéronef 1 ait atterri, puis utilisé pour alimenter les opérations finales au sol (par exemple, l’atterrissage et/ou le roulage à l’arrivée) pour obtenir d’autres avantages en termes de qualité de l’air à l’aéroport de destination. Dans divers exemples, un APU 44 tel que décrit ci-dessus peut être utilisé pour fournir une partie ou la totalité de la puissance à des opérations au sol, et le premier réservoir de carburant 52 peut être utilisé pour fournir du carburant à l’APU 44. Dans des mises en œuvre alternatives, le premier réservoir de carburant 52 peut être un réservoir de carburant APU dédié, et peut ne pas être interconnecté fluidiquement aux moteurs à turbine à gaz principaux 10 comme c’est le cas à la , ni à aucun autre réservoir de carburant. Dans certains de ces exemples, un dispositif de gestion de carburant tel que décrit ailleurs ici peut ne pas être présent ou utilisé. Un aéronef 1 peut être ravitaillé en reliant un récipient de stockage de carburant 60, tel que celui fourni par un camion-citerne d’aéroport, ou un pipeline, à un orifice de raccordement de conduite de carburant 62 de l’aéronef, via une conduite de carburant 61, comme décrit ci-dessus. En particulier, dans les exemples décrits, le premier réservoir 52 peut être avitaillé directement à partir d’une alimentation en carburant plutôt que de devoir être rempli par transfert à partir d’un autre réservoir de carburant 50, 53 de l’aéronef 1. À la , des conduites de carburant internes du/des orifice(s) 62 aux réservoirs ne sont pas représentées, pour plus de clarté. À la , une conduite de carburant interne est représentée (vers le plus grand réservoir 50) ; on comprendra qu’au moins une deuxième conduite de carburant vers le premier réservoir de carburant 52 pourrait également être prévue - plutôt que de remplir le premier réservoir 52 via un réservoir différent - mais celle-ci n’est pas représentée pour plus de clarté. Dans des exemples de la présente invention, l’aéronef 1 a une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53, et en particulier, un premier réservoir de carburant 52 agencé pour être utilisé pour alimenter une partie ou la totalité des opérations au sol de l’aéronef 1, et un ou plusieurs réservoirs de carburant secondaires 50, 53, chacun étant agencé pour contenir un carburant à utiliser pour alimenter le moteur à turbine à gaz 10 en vol. Le fonctionnement au sol de l’aéronef 1 peut impliquer une ou plusieurs turbines à gaz 10, 44 - le moteur à turbine à gaz 44 de l’APU 44 peut être utilisé pour certaines opérations au sol, et un ou plusieurs des moteurs à turbine à gaz principaux 10 peuvent être utilisés pour d’autres opérations au sol. Chaque réservoir de carburant 50, 52, 53 est agencé pour stocker un carburant à utiliser pour alimenter un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz 10, 44 de l’aéronef 1. L’un des réservoirs de carburant - appelé premier réservoir de carburant 52 - est agencé pour être utilisé pour une partie ou la totalité des opérations au sol de l’aéronef 1. Dans l’exemple représenté à la , le premier réservoir de carburant 52 est dédié aux opérations au sol exclusivement et le carburant de ce réservoir 52 n’est pas utilisé en vol. Le dispositif de gestion de carburant 214 de cet exemple (qui peut généralement être tel que décrit ci-dessus) est agencé pour commander l’apport de carburant aux moteurs à turbine à gaz 10, 44 de manière à prélever du carburant uniquement dans le premier réservoir de carburant 52 lorsque l’aéronef 1 effectue des opérations au sol, et pour prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires 50, 53 pour d’autres opérations. Le régulateur de débit 216c peut empêcher le prélèvement de carburant dans le premier réservoir de carburant 52 en vol. Dans d’autres exemples, une partie du carburant du premier réservoir 52 peut également être utilisée en vol, et/ou une partie du carburant d’autres réservoirs peut être utilisée pour des opérations au sol. Dans certains exemples, le premier réservoir de carburant 52 est agencé pour contenir un carburant qui est un carburant d’aviation durable (SAF), au moins pendant des opérations au sol - c’est-à-dire que le réservoir 52 peut contenir du SAF 100% pur. Le carburant dans le premier réservoir 52 peut être sélectionné de sorte que le système de propulsion 2 puisse fonctionner uniquement avec ce carburant pour des opérations au sol, que ce carburant soit ou non certifié pour une utilisation en vol. En variante, le carburant dans le premier réservoir 52 peut ne pas convenir à une utilisation dans les moteurs à turbine à gaz principaux 10, et peut être utilisé uniquement pour l’APU 44. Dans les exemples actuellement décrits, le premier réservoir de carburant 52 est donc agencé pour être utilisé pour alimenter l’aéronef 1 lorsque l’aéronef effectue des opérations au sol, que ce réservoir de carburant 52 contienne ou non du SAF. Dans certaines mises en œuvre, telles que celle représentée à la , ce premier réservoir de carburant 52 est agencé pour n’être utilisé que pour des opérations au sol (éventuellement, avec une faible quantité restante après la fin du cabrage de l’aéronef 1 pendant la montée comme décrit précédemment), et peut toujours être isolé de la/des autre(s) source(s) de carburant 50, 53. Dans d’autres mises en œuvre, telles que celle représentée à la , ce premier réservoir de carburant 52 est agencé pour être utilisé initialement pour des opérations au sol, et pour être isolé fluidiquement de la/des autre(s) source(s) de carburant 50, 53 lorsqu’il est utilisé pour des opérations au sol, mais peut ensuite être relié fluidiquement à une ou plusieurs autres sources de carburant 50, 53 en vol, et peut être utilisé comme réservoir de compensation 52, et/ou pour alimenter en carburant un moteur 10, 44, en vol. Le premier réservoir de carburant 52 peut avoir un carburant différent provenant d’une source de carburant différente 50, 53 pompé dans celui-ci en vol, par rapport au carburant avec lequel il a été rempli à l’origine pour alimenter les opérations au sol. Dans certains exemples, le premier réservoir de carburant 52 de certaines mises en œuvre est conçu pour être utilisé pour fournir du carburant à un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz 10, 44 uniquement pendant des opérations au sol, c’est-à-dire que ce réservoir est agencé pour être utilisé exclusivement pour des opérations au sol de l’aéronef 1. Dans certaines mises en œuvre, un carburant adapté pour une utilisation dans un APU 44 uniquement et ne convenant pas à la combustion dans un moteur à turbine à gaz principal 10 peut être prévu dans le premier réservoir 52. Cependant, le dispositif de gestion de carburant 214 de certains exemples peut être agencé pour permettre à un carburant du premier réservoir de carburant 52 d’être fourni au moteur à turbine à gaz principal 10, par exemple seul dans des situations d’urgence ou dans le cadre d’un mélange en vol normal, ou le premier réservoir de carburant 52 peut jouer un rôle différent – tel que celui de réservoir de compensation – en vol. Dans d’autres exemples, un bloc peut être prévu (par exemple par un régulateur de débit 216c) pour empêcher toute introduction de carburant du premier réservoir 52 au moteur à turbine à gaz 10 en vol. Dans certains des exemples décrits, tout le carburant utilisé pour des opérations au sol est prélevé dans le premier réservoir de carburant 52. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour commander l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 de manière à prélever du carburant uniquement dans le premier réservoir de carburant 52 lorsque l’aéronef 1 effectue toutes les opérations au sol. Dans d’autres exemples, le carburant prélevé dans le premier réservoir de carburant 52 peut être utilisé pour un sous-ensemble d’opérations au sol, un carburant provenant d’autres réservoirs 50, 53 étant utilisé le cas échéant. Par exemple, le premier réservoir de carburant 52 peut fournir du carburant à l’APU 44 pour ses opérations au sol (par exemple, l’éclairage, la climatisation, le démarrage du moteur principal), mais un réservoir de carburant différent 50, 53 peut fournir du carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz principal/principaux 10 pour les opérations au sol (par exemple, le roulage) de celui-ci/ceux-ci, ou un carburant différent peut être utilisé pour le réchauffement/démarrage initial du moteur, et l’alimentation peut ensuite être commutée vers le premier réservoir de carburant 52 (par exemple, lorsqu’une température seuil de carburant a été atteinte). Tel qu’utilisé ici, les « opérations au sol » sont telles que définies ci-dessus. Le premier réservoir de carburant 52 peut donc être utilisé pour fournir une partie ou la totalité du carburant utilisé par le système d’alimentation d’aéronef 4 au poste de stationnement (par exemple à une porte), et pendant le réchauffement, le roulage et le roulement au décollage. De manière avantageuse, cela peut permettre le stockage et l’utilisation d’un carburant adapté à des exigences de puissance relativement faible des opérations au sol, et/ou peut faciliter le respect des exigences de l’aéroport en matière d’émissions et/ou d’utilisation de SAF, et/ou peut améliorer le fonctionnement du moteur 10 à faibles poussées. Le premier réservoir de carburant 52 de la pluralité de réservoirs de carburant peut être agencé pour contenir uniquement un carburant, qui est un carburant d’aviation durable, ou pour contenir un mélange à % de SAF élevé ; certains ou tous les avantages en termes de nvPM et de qualité de l’air décrits ci-dessus peuvent donc être obtenus. Pour les mêmes raisons, du SAF à 100% ou un mélange à % de SAF élevé/carburant du premier réservoir de carburant 52 peut être sélectionné pour être utilisé dans un groupe auxiliaire de puissance (APU) 44 de l’aéronef 1 à la porte d’un aéroport. Le premier réservoir de carburant 52 de la pluralité de réservoirs de carburant peut être plus petit que le ou les plusieurs autres réservoirs de carburant. Par exemple, le premier réservoir de carburant 52 peut représenter 3% à 20%, et éventuellement 5% à 10%, du volume de réservoir total disponible de l’aéronef 1. Dans des mises en œuvre telles que celle représentée à la dans laquelle le premier réservoir de carburant 52 peut fonctionner en tant que réservoir de compensation 52, l’approche décrite ci-dessus peut être utilisée, que le carburant dans le premier réservoir de carburant 52 soit ou non un SAF ou un mélange à % de SAF élevé. Chaque réservoir de carburant 50, 52, 53 à bord de l’aéronef peut être agencé pour contenir un carburant ayant un type ou une proportion différent(e) d’un carburant d’aviation durable. Bien qu’il soit apprécié qu’un carburant synthétique puisse être fabriqué pour imiter exactement un carburant kérosène traditionnel, une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un SAF stocké à bord de l’aéronef 1, soit sous forme de carburant SAF pur, soit dans le cadre d’un mélange, peuvent différer des caractéristiques de carburant du ou des plusieurs autres carburants (mélanges SAF ou autres) stockés à bord de l’aéronef 1, dans d’autres réservoirs. Les caractéristiques de carburant peuvent inclure une ou plusieurs de celles énumérées ci-dessus, et peuvent être déterminées en utilisant l’une quelconque des techniques énumérées ci-dessus, seules ou en combinaison selon le cas, y compris les divers exemples de procédés de détection mentionnés. Dans d’autres exemples, aucune détection ne peut être effectuée et les données fournies sur la composition de carburant peuvent être utilisées à la place - ces données peuvent être simplement un « carburant utilisé au sol » par rapport à un « carburant utilisé en vol », ou peuvent inclure des informations plus détaillées sur les caractéristiques de carburant. Dans d’autres exemples, aucune donnée sur le carburant ne peut être fournie - à la place, chaque réservoir 50, 52, 53 peut être identifié en tant que réservoir d’utilisation au sol 52 ou réservoir d’utilisation standard 50, 53, et ces exemples peuvent s’appuyer sur le fait que les réservoirs 50, 52, 53 sont correctement remplis en conséquence. Le système d’alimentation 4 comprend un système de distribution de carburant réglable 220, permettant de sélectionner quel(s) réservoir(s) 50, 52, 53, et donc quel carburant ou mélange de carburants utiliser. Un dispositif de gestion de carburant 214 tel que décrit ci-dessus peut commander ce système 220. Dans les exemples dans lesquels le mélange de carburants ou le carburant peut être changé en vol (plutôt que d’avoir un réglage en vol et un réglage au sol), les caractéristiques de carburant peuvent varier au cours d’un vol - un carburant spécifique ou un mélange de carburants peut être sélectionné pour améliorer le fonctionnement à certains stades de vol ou dans certaines conditions externes. Dans certains exemples, les pouvoirs calorifiques pour chaque carburant disponible peuvent être calculés ou fournis, et l’alimentation en carburant en vol peut être commandée en conséquence. Dans les mises en œuvre dans lesquelles le carburant du premier réservoir de carburant 52 est fourni à un moteur à turbine à gaz principal 10 de l’aéronef 1, qui fournit une puissance propulsive à l’aéronef 1, le système d’alimentation 4 peut être appelé plus spécifiquement système de propulsion 2. Le terme plus général « système d’alimentation » 4 est utilisé pour garantir que les mises en œuvre dans lesquelles le carburant est fourni en plus ou en variante à un APU 44 sont incluses, car la puissance propulsive peut ne pas être fournie par de tels systèmes d’alimentation 4, comme discuté ci-dessus. Un procédé 2080 de fonctionnement d’un aéronef 1 comprenant un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz 10, 44 et une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53 agencés pour stocker du carburant pour alimenter le(s) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 est représenté à la . Le procédé 2080 comprend la fourniture 2082 d’au moins deux réservoirs de carburant séparés fluidiquement 50, 52, 53 - c’est-à-dire au moins deux sources de carburant. Le procédé 2080 comprend en outre la commande 2086 de l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 de manière à n’utiliser que le carburant du premier réservoir de carburant 52 lorsque l’aéronef 1 effectue au moins la majorité des opérations au sol. Ici, l’utilisation d’un carburant du premier réservoir 52 pour « au moins la majorité » des opérations peut signifier qu’au moins 90% ou 95% du carburant utilisé pour des opérations au sol est le carburant du premier réservoir 52, et/ou qu’au moins 90% ou 95% du temps de fonctionnement nécessaire aux opérations au sol est assuré par le carburant du premier réservoir 52, et/ou que ce carburant du premier réservoir 52 est utilisé pour toutes les opérations au sol à l’exception du démarrage initial du moteur. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut donc utiliser le carburant du premier réservoir de carburant 52 pour certaines opérations au sol, mais pas toutes. Par exemple, le dispositif de gestion de carburant 214 peut commuter vers un carburant différent si le carburant du premier réservoir de carburant 52 est épuisé avant que les opérations au sol ne soient terminées, et/ou le dispositif de gestion de carburant 214 peut fournir le carburant du premier réservoir de carburant 52 à l’APU 44 mais un carburant différent au(x) autre(s) moteur(s) à turbine à gaz 10. Éventuellement, seul le carburant de ce réservoir 52 peut être utilisé pour toutes les opérations au sol. Éventuellement, le procédé 2080 peut comprendre le prélèvement de carburant uniquement dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires 50, 53 pour d’autres opérations. Dans d’autres exemples, le carburant du premier réservoir de carburant 52 peut être fourni en vol dans le cadre d’un mélange, mais éventuellement pas seul (sauf dans des situations d’urgence). Dans certains exemples, un ou plusieurs des réservoirs de carburant 50, 52 peuvent faire partie d’un ensemble séparé de réservoirs de carburant reliés entre eux. Dans d’autres exemples, chaque réservoir de carburant 50, 52 peut être une source de carburant autonome à réservoir unique. Le procédé 2080 de certains exemples comprend en outre le stockage 2084 d’informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52, 53 et/ou l’identification de chaque réservoir de carburant 50, 52, 53, éventuellement dans une mémoire d’un dispositif de gestion de carburant embarqué 214. Les informations stockées peuvent simplement être un drapeau indiquant si un réservoir particulier 50, 52 est ou non le premier réservoir 52/est destiné à être utilisé pour des opérations au sol. Des informations supplémentaires peuvent être stockées dans d’autres exemples. L’étape de commande 2086 peut être exécutée sur la base de ces informations stockées. Un système de propulsion 2, ou un autre système de puissance 4, pour un aéronef 1 peut donc comprendre un dispositif de gestion de carburant 214 agencé pour commander l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 de manière à prélever du carburant dans le premier réservoir de carburant 52 lorsque l’aéronef 1 effectue des opérations au sol, et prélever du carburant dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires 50, 53 pour d’autres opérations. Dans certaines mises en œuvre, le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour commander l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 de manière à prélever du carburant uniquement dans le premier réservoir de carburant 52 lorsque l’aéronef 1 effectue des opérations au sol, et prélever du carburant uniquement dans le ou les plusieurs réservoirs de carburant secondaires 50, 53 pour d’autres opérations. Dans certains exemples, le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour stocker des informations sur chaque réservoir/sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52, 53 et pour commander l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 en fonctionnement, en conséquence. Les informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52, 53 peuvent simplement comprendre un drapeau indiquant si chaque réservoir est ou non le/un réservoir d’utilisation au sol. Dans de tels exemples, le réservoir de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53 qui est le premier réservoir 52 peut varier au cours de la durée de vie du système de propulsion 2, par exemple en fonction de quel réservoir est rempli de quel carburant. Dans d’autres exemples, le système de distribution de carburant 220 peut être configuré pour qu’un réservoir spécifique 52 soit toujours le réservoir d’utilisation au sol, et aucune information de ce type n’a besoin d’être stockée. Dans les exemples dans lesquels des informations sur le carburant sont stockées, les informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52, 53 peuvent en outre comprendre plus d’informations, telles qu’une teneur en % de SAF pour chaque réservoir, et/ou une ou plusieurs autres caractéristiques de carburant du carburant actuellement dans chaque réservoir 50, 52, 53. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut être prévu comme faisant partie d’un système de distribution de carburant 220 agencé pour permettre la commande et l’ajustement du carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10, 44, et peut être tel que décrit ci-dessus. Dans l’exemple représenté à la , le système de gestion de carburant 220 est agencé pour permettre aux carburants des deuxième et troisième sources de carburant 50, 53 d’être mélangés, de manière à former un mélange pour l’alimentation du moteur 10, mais ne permet pas au carburant du premier réservoir d’utilisation au sol 52 d’être mélangé avec les autres carburants. Différentes approches peuvent être utilisées dans d’autres exemples. Le dispositif de gestion de carburant 214 des exemples actuellement décrits est agencé pour prélever du carburant exclusivement dans le premier réservoir de carburant 52 pour des opérations au sol du système d’alimentation 4. On comprendra que, bien que l’aéronef 1 ait encore techniquement une ou plusieurs roues sur le sol pour la majeure partie du décollage, le décollage est une activité nécessitant une puissance élevée et est généralement classé comme faisant partie de l’enveloppe de vol, et non en tant qu’opération au sol. Éventuellement, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre recevoir d’autres données (en plus des informations indiquant quel réservoir 50, 52, 53 est le premier réservoir 52, et d’autres données facultatives de caractéristiques de carburant), et utiliser ces autres données et les données de caractéristiques de carburant pour déterminer une composition de carburant souhaitée pour le moteur à turbine à gaz 10, 44 en vol. Comme mentionné ci-dessus, le dispositif de gestion de carburant 214 peut être prévu en tant qu’unité de gestion de carburant séparée 214 intégrée dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé(s) dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants. Dans certains exemples, les données de composition du carburant et/ou les données d’identification de réservoir peuvent être stockées séparément des circuits effectuant la gestion de l’alimentation en carburant et récupérées si nécessaire - quel que soit là où les données sont stockées, ce stockage peut être considéré comme faisant partie du dispositif de gestion de carburant 214, qu’il en fasse partie intégrante ou non, ou qu’il y soit relié physiquement de quelque manière que ce soit. Le dispositif de gestion de carburant 214 des exemples actuellement décrits est agencé pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10, 44 de manière à prélever du carburant dans le premier réservoir de carburant 52 pour alimenter au moins la majorité des opérations au sol. Dans certains exemples, le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour pouvoir mélanger les carburants des réservoirs de carburant secondaires 50, 53 agencés pour alimenter le moteur à turbine à gaz 10 en vol, mais pas pour pouvoir mélanger le carburant du premier réservoir de carburant 52 avec le carburant des réservoirs de carburant secondaires 50, 53. Dans certains exemples, le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour sélectionner un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz en vol. En particulier, un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur peut être fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée inférieure, et inversement. Un carburant ayant un pouvoir calorifique supérieur peut donc être utilisé dans les stades de puissance élevée de l’enveloppe de vol, comme lors du décollage. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 en croisière que pendant la montée. Éventuellement, un carburant ayant un pouvoir calorifique encore plus faible peut être fourni au moteur à turbine à gaz 10 au ralenti au sol (ralenti bas). Le dispositif de gestion de carburant 214 peut apporter des changements à l’alimentation en carburant directement, ou peut fournir une notification ou une suggestion au pilote concernant le changement, pour approbation, comme décrit plus en détail ci-dessus. Dans certains exemples, le même dispositif de gestion de carburant 214 peut effectuer automatiquement certains changements et en demander d’autres, en fonction de la nature du changement. Dans certains exemples, un aéronef 1 peut être modifié pour exécuter le procédé 2080 décrit ci-dessus, éventuellement en installant un système de distribution de carburant réglable 220. Un procédé 2081 de modification d’un aéronef 1 de cette manière est représenté à la . L’aéronef 1 original comprend un moteur à turbine à gaz 10, et dans cet exemple, le moteur à turbine à gaz 10 comprend un noyau de moteur 11 comprenant une turbine 19, un compresseur 14, et un arbre principal 26 reliant la turbine au compresseur. L’aéronef 1 comprend également une soufflante 23 située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal. L’aéronef 1 original peut en outre comprendre un APU 44, l’APU lui-même étant ou comprenant un moteur à turbine à gaz 44. Le procédé 2081 comprend la fourniture 2083 d’au moins deux réservoirs de carburant 50, 52, 53 séparés (non reliés fluidiquement, ou au moins capables d’être isolés fluidiquement l’un de l’autre) agencés pour pouvoir fournir du carburant au moteur 10. Un premier réservoir de carburant 52 de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53 est agencé pour être utilisé pour fournir du carburant pour au moins la majorité des opérations au sol. Un ou plusieurs autres réservoirs de carburant 50, 53 sont agencés pour être utilisés pour fournir du carburant pour toutes les opérations non couvertes par le premier réservoir de carburant 52. Dans certains cas, l’aéronef 1 peut déjà comprendre une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53 agencés pour stocker du carburant pour alimenter un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz 10, 44 ; dans de tels exemples, l’étape 2083 d’agencement des réservoirs de carburant peut simplement consister à s’assurer que l’un des réservoirs 52 est configuré pour être utilisé pour des opérations au sol et qu’au moins un réservoir différent 50, 53 est configuré pour être utilisé en vol. Dans les cas où l’aéronef 1 ne disposait auparavant que d’un seul réservoir de carburant 50, un nouveau réservoir de carburant 52 peut être ajouté afin de fournir une pluralité de réservoirs de carburant. Dans les cas où l’aéronef 1 ne disposait auparavant que d’une seule source de carburant, bien que composée de multiples réservoirs, un nouveau réservoir de carburant 52 peut être ajouté et/ou des conduites de carburant peuvent être ajustées de sorte que les réservoirs originaux 50, 53 ne soient plus tous interconnectés fluidiquement, fournissant ainsi au moins deux sources de carburant séparées. L’étape 2083 d’agencement de réservoirs de carburant/fourniture d’un premier réservoir de carburant séparé 52 peut donc varier en fonction de la configuration initiale de l’aéronef. Le procédé 2081 comprend en outre la fourniture 2085 d’un dispositif de gestion de carburant 214 agencé pour commander l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 de manière à utiliser uniquement le carburant du premier réservoir de carburant 52 pour alimenter au moins la majorité des opérations au sol de l’aéronef. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut également être agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52, 53, et/ou un identifiant pour chaque réservoir pour indiquer son utilisation prévue. Les fonctions de stockage et de commande peuvent être assurées par des entités distinctes ou par la même entité ; on comprendra que le dispositif de gestion de carburant 214 peut donc être un système distribué ou une unité ou un module unique, comme décrit ci-dessus. L’étape de fourniture 2085 du dispositif de gestion de carburant 214 peut comprendre l’installation ou consister à installer un logiciel dans une mémoire existante, à exécuter en utilisant des systèmes existants, dans certains exemples. Dans d’autres exemples, une nouvelle unité physique ou un nouveau module physique peut être monté(e) sur le système de propulsion 2 (ou un autre système d’alimentation 4), comprenant éventuellement un ou plusieurs régulateurs de débit 216 et/ou des sections de conduite de carburant de remplacement, le cas échéant pour obtenir la commande de débit et de mélange de carburants souhaitée. Dans certains exemples, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre être agencé pour assurer d’autres fonctions, par exemple, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre être agencé pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10 en vol en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 53 sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz 10 de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée inférieure, et inversement. On comprendra que la demande de poussée peut être déterminée en utilisant une ou plusieurs approches connues dans l’art, par exemple sur la base du débit de carburant et/ou de l’angle de la manette des gaz dans le cockpit, ou d’un ou plusieurs autres réglages du pilote, et éventuellement en tenant compte de la densité de l’air extérieur, ou d’un indicateur indirect de celle-ci tel que l’altitude, la température ambiante et/ou la pression. Les exemples actuellement décrits peuvent donc être utilisés conjointement avec les exemples décrits ci-dessus. Les inventeurs ont également apprécié que, bien que l’utilisation de SAF puisse offrir des avantages sur de nombreuses parties de l’enveloppe de vol, le démarrage initial du moteur (c’est-à-dire à partir du moment où le moteur est « froid »/ne fonctionne pas pendant qu’un aéronef 1 est stationné) peut être affecté par certaines propriétés de certains types de SAF, telles que la viscosité potentiellement accrue et/ou le pouvoir lubrifiant inférieur du SAF par rapport à des carburants plus traditionnels d’origine fossile. Les changements de commande du circuit de carburant de l’aéronef peuvent donc permettre de tirer parti des avantages techniques et environnementaux du SAF sans compromettre l’opération de démarrage. En particulier, l’utilisation d’une courte « rafale » d’un carburant à base d’hydrocarbures fossiles, tel que le Jet A, le Jet A-1, ou un autre carburant optimisé pour une utilisation dans des conditions de démarrage à froid/démarrage (SAF ou autre), pour le démarrage - avant de commuter vers un carburant SAF (ou vers un carburant SAF différent) peut assurer un démarrage en douceur tout en permettant l’obtention des avantages du SAF par la suite. Plus généralement, quel que soit le carburant qui doit être utilisé plus tard en fonctionnement, un carburant optimisé pour le démarrage peut être utilisé initialement - un tel carburant peut avoir une température de congélation inférieure et/ou une viscosité inférieure, à une température donnée, à celle(s) d’autres carburants à bord de l’aéronef 1. Bien qu’il soit apprécié qu’un carburant synthétique puisse être fabriqué pour imiter exactement un carburant kérosène traditionnel, une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un SAF stocké à bord de l’aéronef 1 peuvent différer des caractéristiques de carburant du ou des plusieurs autres carburants d’origine fossile stockés à bord de l’aéronef, dans d’autres réservoirs. En particulier, la viscosité des SAF peut être supérieure, à une température donnée, à celle d’un carburant traditionnel d’origine fossile, et diminuer avec l’augmentation de la température. Ainsi, une fois que le moteur s’est réchauffé, un tel carburant aura une viscosité améliorée pour l’utilisation en raison de l’augmentation de la température. Un carburant optimisé pour le démarrage - par exemple ayant un pouvoir lubrifiant supérieur, à une température donnée, et/ou une capacité calorifique inférieure - peut donc être sélectionné, ce qui peut être particulièrement avantageux pour des conditions de démarrage à froid, indépendamment du fait qu’un carburant ou que tous les carburants transportés soient ou comprennent du SAF. Le carburant optimisé pour le démarrage peut ou non être certifié pour une utilisation en vol – il peut être dédié à une utilisation au démarrage. Une première source de carburant et une deuxième source de carburant peuvent donc être utilisées, fournissant des premier et deuxième carburants différents. Le deuxième carburant peut être sélectionné pour avoir des caractéristiques améliorées en ce qui concerne l’opération de démarrage. Dans certains cas, le premier carburant peut être un carburant d’aviation durable et le deuxième carburant peut être d’origine fossile ; cependant, cette option n’est pas destinée à être limitative. Dans les présents exemples, décrits par rapport aux Figures 14 et 18, la première source de carburant est le premier réservoir de carburant 52. Dans d’autres exemples, la première source de carburant peut comprendre de multiples réservoirs reliés entre eux. Dans certains exemples, le premier réservoir de carburant 52 est agencé pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable pur (SAF), c’est-à-dire 100% d’origine durable et non dérivé du kérosène/d’origine fossile. Dans d’autres exemples, de multiples réservoirs de carburant d’une pluralité de réservoirs de carburant peuvent tous contenir du SAF - l’un quelconque du sous-ensemble de réservoirs de carburant contenant du SAF peut donc être utilisé pour fournir du SAF, ou le premier réservoir de carburant 52 peut contenir un mélange de SAF ou un carburant d’origine fossile ; on comprendra que l’exemple d’un seul réservoir de carburant 52 contenant du SAF est décrit ici uniquement à titre d’exemple non limitatif. Dans les présents exemples, décrits par rapport aux Figures 14 et 18, la deuxième source de carburant est ou comprend le deuxième réservoir de carburant 50. Le deuxième réservoir de carburant 50 est agencé pour contenir uniquement un carburant qui est sélectionné pour des propriétés de démarrage améliorées, et qui peut être d’origine fossile/à base de pétrole. Encore une fois, on comprendra que ces agencements sont décrits à titre d’exemple uniquement, et ne sont pas destinés à être limitatifs. Dans certaines mises en œuvre, le premier réservoir de carburant 52 et le deuxième réservoir de carburant 50 peuvent être utilisés pour fournir du carburant à la fois au(x) moteur(s) à turbine à gaz principal/principaux 10 et à l’APU 44. Dans d’autres mises en œuvre, l’un ou les deux réservoirs 50, 52 peuvent être utilisés pour fournir du carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz principal/principaux (propulsif(s)) 10 ou à l’APU 44, mais pas aux deux - d’autres réservoirs de carburant peuvent être prévus pour fournir du carburant au(x) autre(s) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 dans de telles mises en œuvre. Dans certains des exemples décrits, tout le carburant utilisé pour les opérations au sol, à l’exception de celui utilisé pour le démarrage initial, est un carburant d’aviation durable ou un mélange à % de SAF élevé, et tout autre carburant utilisé pour les opérations au sol est donc prélevé dans le premier réservoir de carburant 52 contenant le carburant d’aviation durable ou le mélange à % de SAF élevé (dans les exemples avec de multiples réservoirs contenant du SAF, un ou plusieurs de ces réservoirs peuvent être utilisés, selon le cas). Le carburant utilisé pour le démarrage peut être un SAF ou un mélange de SAF dans certains cas. Un dispositif de gestion de carburant 214 tel que décrit ci-dessus peut être agencé pour commander l’apport de carburant au(x) moteur(s) à turbine à gaz 10, 44 afin de prélever du carburant dans le deuxième réservoir de carburant 50 au démarrage, et puis commuter vers un autre réservoir de carburant 52. Un SAF ou un mélange à % de SAF élevé peut donc être utilisé lorsque l’aéronef effectue au moins la majorité des opérations au sol (telles que définies ci-dessus), ce qui permet éventuellement d’obtenir un ou plusieurs des avantages décrits ci-dessus (par exemple, la réduction de nvPM), que le carburant utilisé pour le démarrage initial du moteur soit ou non un SAF. Dans certaines mises en œuvre, les SAF ou les mélanges de SAF peuvent être utilisés pour la majorité, ou la totalité, des opérations de l’aéronef, à la fois au sol et en vol. Bien que les Figures 14 et 18 montrent le deuxième réservoir de carburant 50 comme étant relativement grand, dans certaines mises en œuvre, le deuxième réservoir de carburant 50 peut être plus petit que le ou les plusieurs autres réservoirs de carburant 52, 53. Par exemple, le premier réservoir de carburant 50 peut représenter 1% ou 2% à 15%, et éventuellement 3% à 5%, du volume de réservoir total disponible de l’aéronef 1. Éventuellement, ce réservoir 50 peut être agencé pour être utilisé exclusivement pour le démarrage du moteur. Un carburant optimisé pour une utilisation au démarrage, même au détriment des performances en utilisation normale, peut donc être sélectionné comme deuxième carburant. Chaque réservoir de carburant 50, 52 à bord de l’aéronef 1 peut être agencé pour contenir un carburant de type différent (par exemple, un carburant d’origine pétrolière ou un SAF, ou différentes variétés de SAF), et certains réservoirs peuvent contenir des carburants mélangés avec une proportion d’un carburant d’aviation durable mélangé à un carburéacteur traditionnel ou à un autre carburant d’origine pétrolière. Au moins un réservoir 52 peut contenir du SAF - c’est-à-dire purement un carburant d’aviation durable, et non un mélange, dans certains exemples. Au moins un réservoir 50 contient un carburant optimisé pour le démarrage, qui peut être ou non un carburant fossile. Le système de propulsion 2 des exemples décrits encore une fois comprend un système de distribution de carburant réglable 220, permettant de sélectionner quel(s) réservoir(s) 50, 52, 53, et donc quel carburant ou mélange de carburants utiliser. Dans de tels exemples, les caractéristiques de carburant peuvent varier au cours d’un voyage - un carburant spécifique ou un mélange de carburants peut être sélectionné pour améliorer le fonctionnement à certains stades de vol ou dans certaines conditions extérieures, par exemple comme décrit ci-dessus par rapport à d’autres aspects. Dans les exemples dans lesquels la détection est utilisée pour une ou plusieurs caractéristiques de carburant (soit par détection directe, soit par déduction à partir de paramètres détectés), par exemple pour découvrir ou vérifier quel réservoir contient le carburant à utiliser au démarrage, l’une quelconque des approches de détection décrites ci-dessus peut être mise en œuvre. Dans d’autres exemples, aucune détection ne peut être effectuée et les données fournies sur la composition de carburant peuvent être utilisées à la place - ces données peuvent être simplement, par exemple « Carburant pour le démarrage » ou « Autres », ou peuvent inclure des informations plus détaillées sur les caractéristiques de carburant. Dans d’autres exemples, aucune donnée de carburant ne peut être fournie - à la place, chaque réservoir 50, 52, 53 peut être identifié, par exemple, comme réservoir de « démarrage » ou réservoir d’« utilisation normale », et l’exemple peut reposer sur le fait que les réservoirs 50, 52, 53 sont correctement remplis en conséquence. Dans certains exemples, les pouvoirs calorifiques pour chaque carburant disponible peuvent être calculés ou fournis, et un carburant ou un mélange de carburants est fourni sur la base d’une demande de poussée comme décrit ci-dessus (éventuellement en tenant compte également de l’altitude) - du carburant du premier réservoir 52 (par exemple un SAF) et/ou du carburant du deuxième réservoir 50 (par exemple un carburant fossile) peut/peuvent être utilisé(s) seul(s) et/ou dans un ou plusieurs mélanges dans de tels exemples. Un procédé 2021 de fonctionnement d’un aéronef 1 comprenant un moteur à turbine à gaz 10, 44 et une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52 agencés pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz 10, 44 est représenté à la . Le procédé 2021 comprend l’agencement 2023 de deux réservoirs de carburant 50, 52 de la pluralité de réservoirs de carburant pour stocker chacun un carburant différent. En particulier, un premier réservoir de carburant 52 de la pluralité de réservoirs de carburant est agencé pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable dans cet exemple, et un deuxième réservoir de carburant 50 de la pluralité de réservoirs de carburant est agencé pour contenir un carburant sélectionné pour des propriétés de démarrage améliorées, qui peut être ou comprendre un carburant à base d’hydrocarbures fossiles. Cette étape d’agencement 2023 peut comprendre l’isolement fluidique d’un ou plusieurs réservoirs les uns des autres afin de permettre à différents carburants d’être stockés dans différents réservoirs (par exemple en fermant des soupapes). Cette étape d’agencement 2023 peut comprendre le remplissage des réservoirs de manière appropriée. Dans certains exemples, un ou plusieurs des réservoirs de carburant 50, 52 peuvent faire partie d’un ensemble séparé de réservoirs de carburant reliés entre eux. Dans d’autres exemples, chaque réservoir de carburant 50, 52 peut être une source de carburant autonome à réservoir unique. Le procédé 2021 comprend en outre la commande 2025 de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10 de manière à prélever du carburant dans le deuxième réservoir 50 pour le démarrage du moteur, avant la commutation vers le premier réservoir de carburant 52. Le premier réservoir de carburant 52 peut contenir du SAF, et peut être la seule source de carburant utilisée pour des opérations au sol après le démarrage, de sorte que le SAF soit utilisé lorsque l’aéronef 1 effectue au moins la majorité des opérations au sol. La commande 2025 du carburant, éventuellement gérée par un dispositif de gestion de carburant 214, peut comprendre la commutation du prélèvement de carburant dans le deuxième réservoir 50 vers le prélèvement de carburant dans le premier réservoir de carburant 52 lorsqu’un paramètre sélectionné, tel que la température du carburant, la température de gaz de turbine, la température d’huile, la vitesse de l’arbre ou le temps écoulé depuis la mise en marche du moteur, atteint un certain seuil. Par exemple, le changement de carburant peut être effectué lorsque : (i) le carburant atteint une température d’au moins 60°C, et éventuellement de 80°C, 85°C, 90°C, 95°C ou 100°C, à l’entrée de la chambre de combustion 16 ; ou (ii) après que le moteur à turbine à gaz 10, 44 a tourné pendant une période d’au moins trente secondes, d’au moins une minute, d’au moins trois minutes ou d’au moins cinq minutes. Pour certains moteurs 10, une période d’au moins 10 minutes ou 15 minutes peut être sélectionnée. On comprendra qu’une période appropriée peut dépendre des conditions environnementales (par exemple, une température de l’air plus basse et une température du carburant initiale plus basse correspondante peuvent entraîner une période de démarrage plus longue) et des propriétés de l’aéronef 1 et du circuit d’alimentation en carburant, et peut être ajustée selon le cas pour un aéronef 1 et un environnement donnés. Dans certaines mises en œuvre, la commutation du prélèvement de carburant dans le deuxième réservoir 50 vers le prélèvement de carburant dans le premier réservoir de carburant 52 peut être actionnée lorsque le moteur 10 atteint des conditions de ralenti, et éventuellement une courte période (par exemple trente secondes) après que les conditions de ralenti ont été atteintes pour s’assurer que le fonctionnement au ralenti s’est stabilisé. Dans certains cas, le moteur 10 peut être autorisé à tourner au ralenti pendant au moins deux minutes, ou au moins cinq minutes. Dans certaines mises en œuvre, une période peut être réglée en fonction de la durée pendant laquelle le moteur 10 a été arrêté depuis sa dernière utilisation - par exemple le réglage de la période sur deux minutes si le moteur 10 a été arrêté pendant moins de 90 minutes, et cinq minutes si le moteur a été arrêté pendant plus de 90 minutes. L’instant auquel le fonctionnement au ralenti est atteint peut être identifié sur la base d’une température ou d’une vitesse de l’arbre, par exemple, qui peut être spécifique au moteur 10 et/ou à l’aéronef 1 en question. Dans certaines mises en œuvre, la commutation du prélèvement de carburant dans le deuxième réservoir 50 vers le prélèvement de carburant dans le premier réservoir de carburant 52 peut être actionnée lorsque le moteur 10 atteint une limite définie dans les instructions d’utilisation du moteur qui empêche le décollage jusqu’à ce que certains critères soient remplis. On comprendra que des paramètres et des valeurs spécifiques peuvent être consultés dans les instructions d’utilisation du moteur pour un moteur 10 donné. Le moteur 10 atteignant un état dans lequel il serait prêt à décoller indique qu’une phase de démarrage est terminée (bien que le changement de carburant puisse être effectué plus tôt dans certaines mises en œuvre). Le procédé 2021 comprend en outre éventuellement le stockage 2027 d’informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52, éventuellement dans une mémoire d’un dispositif de gestion de carburant embarqué 214. Les informations stockées peuvent simplement être un drapeau indiquant si un réservoir particulier 50, 52 contient ou non un carburant sélectionné pour ses propriétés de démarrage (qui peut être un carburant fossile). Un drapeau indiquant qu’un ou plusieurs réservoirs contiennent 100% de SAF ou un mélange à % de SAF élevé peut également être prévu. Des informations supplémentaires peuvent être stockées dans d’autres exemples. Ces informations stockées peuvent être utilisées pour l’étape de commande 2025, et en particulier peuvent être utilisées pour identifier le premier réservoir de carburant 52 (et/ou de manière correspondante un ou plusieurs réservoirs contenant un carburant à usage général/pour des fins autres que le démarrage, si il y a de multiples réservoirs de ce type) et le deuxième réservoir de carburant 50 (et/ou de manière correspondante un ou plusieurs autres réservoirs, si de multiples réservoirs contiennent des carburants adaptés au démarrage), si elles ne sont pas codées en dur/câblées dans le système de propulsion 2. Un système d’alimentation 4 pour un aéronef 1 peut donc comprendre un dispositif de gestion de carburant 214 agencé pour stocker des informations sur chaque réservoir de carburant 50, 52, 53/sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52, 53 et pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10, 44 en fonctionnement. Les informations stockées peuvent simplement comprendre un drapeau indiquant si chaque réservoir est ou non le réservoir de démarrage, ou peuvent comprendre des informations plus détaillées, telles qu’une teneur en % de SAF pour chaque réservoir, et/ou une ou plusieurs autres caractéristiques de carburant du carburant actuellement dans chaque réservoir 50, 52. Dans de tels exemples, le réservoir 50, 52 de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53 qui est le premier réservoir 52 et le réservoir qui est le deuxième réservoir de carburant 50 peuvent varier au cours de la durée de vie du système d’alimentation 4, par exemple en fonction de quel réservoir est rempli de quel carburant. Dans d’autres exemples, le système de distribution de carburant 220 tel que représenté à la peut être configuré pour qu’un réservoir spécifique 50 soit toujours le réservoir de démarrage, et aucune information de ce type n’a besoin d’être stockée. Éventuellement, un réservoir spécifique 52 peut toujours être un/le réservoir de SAF ou un/le réservoir de mélange à % de SAF élevé. Dans des mises en œuvre dans lesquelles le carburant de démarrage et l’autre premier carburant sont fournis à un moteur à turbine à gaz principal 10 de l’aéronef 1, qui fournit une puissance propulsive à l’aéronef 1, le système d’alimentation 4 peut être appelé plus spécifiquement système de propulsion 2. Le terme plus général « système d’alimentation » 4 mentionné ci-dessus est utilisé ici pour garantir que les mises en œuvre dans lesquelles les carburants sont fournis en plus ou en variante à un APU 44 sont incluses, car la puissance propulsive peut ne pas être fournie par de tels systèmes d’alimentation 4. Comme décrit ci-dessus pour d’autres exemples, le dispositif de gestion de carburant 214 peut être prévu comme faisant partie d’un système de distribution de carburant 220 agencé pour permettre la commande et l’ajustement du carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10, 44 ; toutes les caractéristiques décrites ci-dessus peuvent être appliquées de manière appropriée aux exemples actuellement décrits. Dans des exemples avec des APU 44, le dispositif de gestion de carburant 214 peut être agencé pour commander le carburant ou le mélange de carburants fourni à l’APU 44 ainsi qu’au(x) moteur(s) propulsif(s) principal/principaux 10. L’APU 44 peut être nécessaire en vol, dans certaines circonstances, et sa disponibilité dans de telles circonstances peut être critique en termes de temps - par exemple pour redémarrer les moteurs principaux 10 après une extinction du moteur principal. Lors du démarrage de l’APU 44 en vol, il peut être froid (inutilisé pendant plusieurs heures) ; le dispositif de gestion de carburant 214 peut donc être (en variante ou en plus) agencé pour fournir le deuxième carburant pour effectuer le démarrage de l’APU 44 en vol de manière rapide et fiable. Pour éviter de perdre du temps en essayant par inadvertance de démarrer l’APU 44 avec un carburant ayant de mauvaises propriétés pour le démarrage, l’APU 44 pourrait passer automatiquement à l’aspiration de carburant du deuxième réservoir (par exemple avec un carburant à faible viscosité à une température donnée) chaque fois que l’aéronef 1 est en vol (par exemple en référence à l’indicateur de « poids sur roues »), mais utilise n’importe quel carburant lorsqu’il est au sol (lorsque le temps de démarrage est moins susceptible d’être crucial). Dans certaines mises en œuvre, le premier réservoir 52 peut être vide pendant au moins une partie de la partie en vol du voyage, voire rempli à nouveau d’un carburant différent si le réservoir 52 est utilisé en tant que réservoir de compensation. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut donc être agencé pour prendre des mesures appropriées en fonction du contenu et/ou de l’utilisation actuels du premier réservoir de carburant 52 lors de la prise en compte de la nécessité ou non du prélèvement de carburant dans le premier réservoir de carburant pour le démarrage du moteur 10, 44 en vol. Comme décrit ci-dessus pour d’autres exemples, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre recevoir d’autres données (en plus des informations indiquant quel(s) réservoir(s) contient/contiennent un carburant sélectionné pour le démarrage, et d’autres données facultatives de caractéristiques de carburant, telles que la teneur en SAF), et utiliser ces autres données et les données de caractéristiques de carburant pour déterminer une composition de carburant souhaitée pour le moteur à turbine à gaz 10, 44 en vol. Dans certains exemples, un aéronef 1 peut être modifié pour exécuter le procédé 2021 décrit ci-dessus, éventuellement en installant un système de distribution de carburant réglable 220. Un procédé 2031 de modification d’un aéronef 1 de cette manière est représenté à la . L’aéronef 1 original comprend un moteur à turbine à gaz 10, le moteur à turbine à gaz 10 comprenant éventuellement un noyau de moteur 11 comprenant une turbine 19, un compresseur 14, et un arbre principal 26 reliant la turbine au compresseur. L’aéronef 1 comprend également une soufflante 23 située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre principal. L’aéronef 1 original peut en outre comprendre un APU 44, l’APU lui-même étant ou comprenant un moteur à turbine à gaz 44. Le procédé 2031 comprend l’agencement 2033 de deux réservoirs de carburant 50, 52 de la pluralité de réservoirs de carburant pour stocker chacun un carburant différent. En particulier, un premier réservoir de carburant 52 de la pluralité de réservoirs de carburant est agencé pour contenir un premier carburant, qui peut être un carburant d’aviation durable, et un deuxième réservoir de carburant 50 de la pluralité de réservoirs de carburant est agencé pour contenir un carburant sélectionné pour ses propriétés de démarrage améliorées par rapport au premier carburant, et qui peut être un carburant à base d’hydrocarbures fossiles. Dans certains cas, l’aéronef 1 peut déjà comprendre une pluralité de réservoirs de carburant 50, 52 agencés pour stocker du carburant pour alimenter le ou les plusieurs moteurs à turbine à gaz 10, 44 ; dans de tels exemples, l’étape 2033 d’agencement des réservoirs de carburant peut simplement comprendre le remplissage sélectif des réservoirs de différents carburants. Dans les cas où l’aéronef 1 ne disposait auparavant que d’un seul réservoir de carburant 50, un ou plusieurs nouveaux réservoirs de carburant 52, 53 peuvent être ajoutés de manière à fournir une pluralité de réservoirs de carburant. Dans les cas où l’aéronef 1 ne disposait auparavant que d’une seule source de carburant, bien que composée de multiples réservoirs, un nouveau réservoir de carburant 52 peut être ajouté et/ou des conduites de carburant peuvent être ajustées de sorte que les réservoirs originaux 50, 53 ne soient plus tous interconnectés fluidiquement, fournissant ainsi au moins deux sources de carburant séparées. L’étape d’agencement 2033 peut donc varier en fonction de la configuration initiale de l’aéronef. Le procédé 2031 comprend en outre la fourniture 2035 d’un dispositif de gestion de carburant 214 agencé pour commander l’alimentation en carburant de manière à prélever du carburant dans le deuxième réservoir 50 pour le démarrage du moteur, avant la commutation vers le premier réservoir de carburant 52. Le dispositif de gestion de carburant 214 peut utiliser du carburant du premier réservoir de carburant 52 (qui est un SAF dans un exemple spécifique décrit, mais peut être un mélange de SAF ou un carburant fossile pur dans d’autres exemples) pour toutes les opérations au sol après le démarrage. Dans certains exemples, tels que des agencements dans lesquels le(s) réservoir(s) utilisé(s) pour stocker le carburant sélectionné pour le démarrage peut/peuvent varier au cours de la durée de vie du système de propulsion 2, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre être agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant 50, 52 afin de permettre l’identification du premier réservoir 52 et du deuxième réservoir 50, ou équivalent(s). Les fonctions de stockage et de commande peuvent être assurées par des entités distinctes ou par la même entité ; on comprendra que le dispositif de gestion de carburant 214 peut donc être un système distribué ou une unité ou un module unique. L’étape de fourniture 2035 du dispositif de gestion de carburant 214 peut comprendre l’installation ou consister à installer un logiciel dans une mémoire existante, à exécuter en utilisant des systèmes existants, dans certains exemples. Dans d’autres exemples, une nouvelle unité physique ou un nouveau module physique peut être monté(e) sur le système de propulsion 2, comprenant éventuellement un ou plusieurs régulateurs de débit 216 et/ou des sections de conduite de carburant de remplacement, le cas échéant, pour obtenir la commande de débit et de mélange de carburants souhaitée. Dans certains exemples, le dispositif de gestion de carburant 214 peut en outre être agencé pour exécuter d’autres fonctions, par exemple pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10 en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’un ou plusieurs de la pluralité de réservoirs de carburant 50, 52, 53 sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz 10 de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz 10 à une demande de poussée inférieure, et inversement. On comprendra que la demande de poussée peut être déterminée en utilisant une ou plusieurs approches connues dans l’art, par exemple comme mentionné ci-dessus. Les inventeurs ont également apprécié que, étant donné que différents carburants peuvent avoir des propriétés différentes, tout en restant conformes aux normes, la connaissance du profil de vol peut permettre de sélectionner lequel des carburants disponibles pour un aéronef 1 est utilisé pour quelle(s) partie(s) du profil de vol (lorsque de multiples carburants sont disponibles) - cela peut améliorer les performances de l’aéronef. Par exemple, un carburant ayant des résultats d’émissions améliorés peut être sélectionné pour des opérations à ou près d’un aéroport, et un carburant ayant un pouvoir calorifique supérieur peut être utilisé pour des opérations avec des poussées supérieures. Un programme de ravitaillement définissant quel carburant, ou mélange de carburants, utiliser pour chaque partie du profil de vol peut donc être déterminé sur la base de la connaissance du profil de vol et des carburants disponibles. Un tel procédé 3020 est illustré à la . On comprendra qu’un aéronef 1 pour lequel le procédé 3020 est mis en œuvre doit comprendre au moins deux sources de carburant 50, 53, de sorte qu’au moins deux carburants différents (c’est-à-dire des carburants ayant au moins une différence de caractéristiques de carburant) soient disponibles pour l’utilisation. On comprendra que l’utilisation de mélanges de carburant avec différents rapports de mélange peut permettre bien plus que deux options de ravitaillement même avec seulement deux carburants différents stockés à bord. Le procédé 3020 peut être exécuté sur site, par exemple par un module de détermination de programme de ravitaillement 250 de l’aéronef 1 comme le montre la . Un tel module de détermination de programme de ravitaillement 250 peut faire partie d’un régulateur électronique moteur (EEC) 42 de l’aéronef 1, éventuellement prévu en tant que logiciel installé sur un EEC 42 existant, ou ajouté en tant que module à celui-ci, ou peut être fourni par un module séparé. En variante, le procédé 3020 peut être exécuté en atelier, et le programme de ravitaillement est fourni à l’aéronef 1 pour la mise en œuvre. On comprendra que tout moyen de traitement approprié peut être utilisé pour jouer le rôle du module de détermination de programme de ravitaillement 250, et que des instructions lisibles par ordinateur pour amener le moyen de traitement à mettre en œuvre le procédé 3020 décrit peuvent être fournies. Le procédé 3020 peut donc être exécuté par des circuits de traitement de l’aéronef 1, ou par des circuits de traitement séparés, en atelier. Le procédé 3020 peut être exécuté par des circuits de traitement d’un dispositif informatique portable, par exemple le dispositif informatique personnel d’un pilote. Un dispositif de gestion de carburant 214 tel que décrit ci-dessus peut être utilisé pour mettre en œuvre le programme de ravitaillement. Le module de détermination de programme de ravitaillement 250, ou d’autres circuits de traitement, peut fournir le programme de ravitaillement au dispositif de gestion de carburant 214 pour la mise en œuvre. Le procédé 3020 comprend l’obtention d’un profil de vol pour un vol de l’aéronef 1. Le profil de vol peut être fourni à un module de détermination de programme de ravitaillement 250 de l’aéronef 1, ou à un module de détermination de programme de ravitaillement en atelier. Le profil de vol peut être obtenu de n’importe quelle manière appropriée, par exemple par envoi électronique, saisie manuelle via une interface utilisateur ou récupération en mémoire. Le procédé 3020 comprend en outre la détermination 3024 d’un programme de ravitaillement pour le vol de l’aéronef 1 sur la base du profil de vol et des caractéristiques de carburant des carburants disponibles. Lors de la détermination 3024 du programme de ravitaillement, une quantité de chaque carburant disponible à bord de l’aéronef 1 est également prise en compte. L’altitude et l’itinéraire de l’aéronef 1 pour le vol prévu sont définies dans le profil de vol. Les demandes de poussée prévues peuvent être incluses dans le profil de vol, ou déterminées ou déduites sur la base du profil de vol, et peuvent être utilisées pour guider la sélection du carburant. De plus, des données relatives aux conditions météorologiques prévues le long de l’itinéraire prévu de l’aéronef 1 tel que défini dans le profil de vol peuvent être fournies avec le profil de vol, ou demandées sur la base du profil de vol. Les données météorologiques peuvent être utilisées pour influencer la détermination 3024 de la programmation de carburant. Le programme de ravitaillement déterminé spécifie une variation souhaitée dans le temps de la quantité de carburant aspirée de chaque réservoir 50, 53 ; c’est-à-dire qu’il répertorie quel carburant ou mélange de carburants doit être utilisé pour chaque stade du vol tel que défini dans le profil de vol, et détermine donc le moment où un changement de ravitaillement doit être effectué et la nature du changement. Les caractéristiques de carburant considérées comprennent une ou plusieurs des caractéristiques de carburant telles que définies ailleurs ici. Par exemple, la quantité de carburant d’aviation durable - SAF - disponible pour l’aéronef 1, éventuellement à la fois sous forme de SAF pur et dans des mélanges, peut être déterminée. Comme décrit ci-dessus, l’utilisation de SAF ou de mélanges à % de SAF élevé pour des opérations au sol peut permettre de réduire les émissions de nvPM et donc d’améliorer la qualité de l’air dans les aéroports, et le programme de ravitaillement peut donner la priorité à l’utilisation d’un SAF/un carburant à % de SAF élevé pour les opérations au sol de l’aéronef 1. De même, et comme décrit ci-dessus, un pouvoir calorifique de chaque carburant à bord de l’aéronef 1 peut être une caractéristique de carburant d’intérêt, et le programme de ravitaillement peut donner la priorité à l’utilisation de carburants à pouvoir calorifique supérieur pour des opérations à poussée élevée de l’aéronef 1, et de carburants à pouvoir calorifique inférieur pour des opérations à faible poussée de l’aéronef 1. Le programme de ravitaillement peut être déterminé à bord de l’aéronef 1 ; par exemple dans un régulateur électronique moteur 42 ou d’autres circuits de traitement de l’aéronef 1, ou dans un dispositif appartenant au pilote. En variante, le programme de ravitaillement peut être déterminé en atelier, par exemple dans un serveur ou un autre système informatique au sol. Le programme de ravitaillement déterminé peut donc être fourni 3025 à l’aéronef 1 avant ou au début du vol auquel le programme de ravitaillement s’applique. Différentes étapes du procédé 3020 peuvent donc être réalisées par des entités entièrement distinctes dans certains cas, ou toutes au sein ou par l’aéronef 1 dans d’autres cas. Dans certaines mises en œuvre, le procédé 3020 comprend en outre la commande 3026 de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz 10 en fonctionnement conformément au programme de ravitaillement. En particulier, un dispositif de gestion de carburant 214 tel que décrit ci-dessus peut recevoir le programme de ravitaillement et commander l’alimentation en carburant en conséquence, par exemple en ouvrant ou en fermant une ou plusieurs soupapes, ou en activant ou en désactivant une ou plusieurs pompes, selon le cas pour fournir le carburant ou le mélange de carburants souhaité à chaque stade du vol. Un système de propulsion 2 pour un aéronef 1 peut être agencé pour mettre en œuvre le procédé 3020 décrit ci-dessus. Le système de propulsion 2 comprend un moteur à turbine à gaz comprenant au moins deux sources de carburant séparées 50, 53, de sorte qu’au moins deux carburants différents (c’est-à-dire des carburants ayant des caractéristiques de carburant différentes) soient stockés à bord de l’aéronef 1. Le système de propulsion 2 de tels exemples comprend un module de détermination de programme de ravitaillement 250, qui est agencé pour obtenir 3022 un profil de vol pour un vol de l’aéronef 1 ; et déterminer 3024 un programme de ravitaillement pour le vol sur la base du profil de vol et des caractéristiques de carburant. Le module de détermination de programme de ravitaillement 250 peut lui-même mettre en œuvre la commande 3026 de l’alimentation en carburant du moteur à turbine à gaz 10, ou peut transmettre le programme de ravitaillement à un dispositif de gestion de carburant 214 pour la mise en œuvre. Le système de propulsion 2 de certains exemples comprend en outre un récepteur 251 agencé pour recevoir des conditions météorologiques prévues pour l’itinéraire prévu de l’aéronef 1, qui est défini dans le profil de vol. Les conditions météorologiques prévues reçues peuvent être utilisées pour influencer le programme de ravitaillement, comme mentionné ci-dessus. On comprendra 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 mutuellement, n’importe laquelle des caractéristiques peut être utilisée séparément ou en combinaison avec toute autre caractéristique et la divulgation s’étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d’une ou de plusieurs caractéristique(s) décrite(s) ici. Système de propulsion (2) pour un aéronef (1) comprenant : un moteur à turbine à gaz (10) ; une pluralité de réservoirs de carburant (50, 52) agencés pour contenir au moins deux carburants différents à utiliser pour alimenter le moteur à turbine à gaz (10), où les carburants ont des pouvoirs calorifiques différents ; et un dispositif de gestion de carburant (214) agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant (50, 52) et pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz (10) en fonctionnement en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d'au moins l'un de la pluralité de réservoirs de carburant sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz (10) de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz (10) à une demande de poussée inférieure. Système de propulsion de la revendication 1, dans lequel chaque réservoir de carburant (50, 52) est agencé pour contenir un carburant ayant un type ou une proportion différent(e) d’un carburant d’aviation durable. Système de propulsion de la revendication 1, dans lequel un premier réservoir de carburant (52) de la pluralité de réservoirs de carburant (50, 52) est agencé pour contenir uniquement un carburant qui est un carburant d’aviation durable. Système de propulsion de la revendication 1, dans lequel un premier réservoir de carburant (52) de la pluralité de réservoirs de carburant (50, 52) est agencé pour contenir un carburant ayant une proportion plus élevée d’un carburant d’aviation durable que le carburant dans un quelconque autre réservoir (50). Système de propulsion (2) de la revendication 3 ou 4, dans lequel le dispositif de gestion de carburant (214) est agencé pour mettre en œuvre une commande différente pour des opérations au sol par rapport au vol, de sorte qu’un carburant du premier réservoir de carburant (52) soit utilisé pour alimenter l’aéronef (1) lorsque l’aéronef (1) effectue au moins la majorité des opérations au sol, indépendamment de la poussée. Système de propulsion (2) de la revendication 1, dans lequel le dispositif de gestion de carburant (214) est agencé de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz (10) en croisière que pendant la montée. Système de propulsion (2) de la revendication 1, dans lequel le dispositif de gestion de carburant (214) est agencé de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz (10) au ralenti bas qu’au ralenti haut. Système de propulsion (2) de la revendication 1, dans lequel un premier réservoir de carburant (52) de la pluralité de réservoirs de carburant (50, 52) a une proportion plus élevée de carburant d’aviation durable qu’un deuxième réservoir de carburant de la pluralité de réservoirs de carburant (50, 52), et dans lequel une plus grande quantité de carburant du deuxième réservoir de carburant (50) est utilisée en croisière et une plus grande quantité de carburant du premier réservoir (52) est utilisée à des points de fonctionnement à demandes de puissance plus élevées. Système de propulsion (2) de la revendication 1, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) comprend : un noyau de moteur (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14), et un arbre de noyau (26) reliant la turbine au compresseur ; et une soufflante (23) située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre de noyau (26), et où la soufflante (23) a un diamètre d’au moins 330 cm. Procédé (2060) de fonctionnement d’un aéronef (1) comprenant un moteur à turbine à gaz (10) et une pluralité de réservoirs de carburant (50, 52) agencés pour stocker un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz (10), le procédé comprenant : l’agencement (2062) d’au moins deux des réservoirs de carburant (50, 52) pour contenir un carburant différent à utiliser pour alimenter le moteur à turbine à gaz (10), où les carburants ont des pouvoirs calorifiques différents ; le stockage (2064) d’informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant (50, 52) ; et la commande (2066) de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz (10) en fonctionnement en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d'au moins l'un des réservoirs de carburant sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz (10) de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz (10) à une demande de poussée inférieure. Procédé (2060) de la revendication 10, dans lequel l’agencement (2062) de chaque réservoir de carburant (50, 52) pour contenir un carburant différent comprend l’alimentation de chaque réservoir de carburant (50, 52) en un carburant comprenant un type ou une proportion différent(e) d’un carburant d’aviation durable. Procédé (2060) de la revendication 10, dans lequel la commande (2066) de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz (10) sur la base d’une demande de poussée est effectuée uniquement en vol, et où l’apport de carburant est commandé différemment pour des opérations au sol. Procédé (2070) de modification d’un aéronef (1) comprenant un moteur à turbine à gaz (10) et une pluralité de réservoirs de carburant (50, 52) agencés pour stocker un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz (10), le procédé (2070) comprenant : l’agencement (2072) d’au moins deux des réservoirs de carburant (50, 52) pour contenir un carburant différent à utiliser pour alimenter le moteur à turbine à gaz (10), où les carburants ont des pouvoirs calorifiques différents ; et la fourniture (2074) d’un dispositif de gestion de carburant (214) agencé pour stocker des informations sur le carburant contenu dans chaque réservoir de carburant (50, 52) et pour commander l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz (10) en fonctionnement en sélectionnant un carburant spécifique ou une combinaison de carburants à partir d’au moins l'un des réservoirs de carburant (50, 52) sur la base d’une demande de poussée du moteur à turbine à gaz (10) de sorte qu’un carburant ayant un pouvoir calorifique inférieur soit fourni au moteur à turbine à gaz (10) à une demande de poussée inférieure. Procédé (2070) de la revendication 13, dans lequel l’agencement (2072) de chaque réservoir de carburant (50, 52) pour contenir un carburant différent comprend l’alimentation de chaque réservoir de carburant (50, 52) en un carburant comprenant un type ou une proportion différent(e) d’un carburant d’aviation durable. Procédé (2070) de la revendication 13, dans lequel le dispositif de gestion de carburant (214) est agencé pour mettre en œuvre une commande différente pour des opérations au sol par rapport au vol, de sorte que la commande de l’apport de carburant au moteur à turbine à gaz (10) sur la base d’une demande de poussée soit effectuée uniquement en vol.