FR 3134421 A1 20231013 FR 2303460 A 20230406 Un système de propulsion (2) pour un aéronef (1) comprend un moteur à turbine à gaz (10) et un réservoir de carburant (50, 53) agencé pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz (10), dans lequel le carburant stocké comprend au moins une proportion d’un carburant aviation durable – SAF – ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique PC K , de kérosène. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend une chambre de combustion 16 ; et une pompe à carburant 108 agencée pour apporter un carburant à la chambre de combustion 16 à un débit d’énergie, C, la pompe 108 étant agencée pour délivrer en sortie du carburant à un débit volumétrique, Q, le pourcentage de carburant passant à travers la pompe qui n’est pas fourni à la chambre de combustion 16 étant appelé un pourcentage de déversement. Le carburant comprend X % de SAF, où X % est dans la plage allant de 5 % à 100 %, et a une densité, ρ F , et un pouvoir calorifique PC F . Le système de propulsion 2 est agencé de telle sorte que : le rapport de déversement de changement de carburant, R d : est égal à : Figure pour l’abrégé : 13 Système de Propulsion pour un aéronef La présente description se rapporte à des systèmes de propulsion d’aéronef, et à des procédés d’opération d’aéronef impliquant la gestion de carburants de différents types, comportant la commande d’avitaillement, et des procédés de modification d’aéronef de manière à permettre la mise en application de tels procédés d’opération. La présente description concerne en outre des procédés de, et des systèmes pour, la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant d’aviation. La présente description concerne en outre l’opération d’un aéronef selon les caractéristiques de carburant déterminées. Il existe une attente dans l’industrie aéronautique d’une tendance à l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels généralement utilisés actuellement. Selon un premier aspect il est fourni un procédé d’avitaillement 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, le procédé comprenant : l’obtention d’une quantité dʼénergie requise pour un profil de vol prévu ; l’obtention d’un pouvoir calorifique de carburant disponible pour l’aéronef pour l’avitaillement ; le calcul de la quantité du carburant disponible nécessaire pour fournir l’énergie requise ; et l’avitaillement avec la quantité calculée du carburant disponible. La connaissance du ou des pouvoirs calorifiques de carburant(s) disponible(s) pour un aéronef peut permettre une commande plus efficace, sur-mesure du système de propulsion. Par exemple, le changement à un carburant avec un pouvoir calorifique plus élevé peut permettre une plus petite quantité (masse ou volume) de carburant pour répondre aux besoins en énergie d’un aéronef pour un vol. De plus, étant donné que plus de puissance est nécessaire pour soulever une plus grande masse de carburant, prendre suffisamment de carburant pour le vol prévu (comportant une marge de sécurité au-dessus de la demande en énergie attendue), mais ne pas remplir complètement le ou les réservoirs, peut fournir un bonus de rendement en réduisant le poids au décollage de l’aéronef. La connaissance du pouvoir calorifique du carburant peut par conséquent être utilisée en guise d’outil pour améliorer la performance de l’aéronef, p. ex., en évitant de porter un surplus de poids de carburant. Le calcul de la quantité du carburant disponible nécessaire pour fournir l’énergie requise peut comprendre l’obtention d’une teneur en énergie de carburant déjà dans le ou les réservoirs de carburant – p. ex., celui restant d’un événement d’avitaillement précédent - et la soustraction de celle-ci de la quantité d’énergie déterminée requise pour le profil de vol prévu. L’obtention du pouvoir calorifique du carburant disponible pour l’aéronef pour l’avitaillement peut comprendre la réception d’une entrée de données de pouvoir calorifique pour le carburant disponible, p. ex., par le biais d’une interface utilisateur. L’obtention du pouvoir calorifique du carburant disponible pour l’aéronef peut comprendre la réception de données de pouvoir calorifique dans une communication électronique, p. ex., à partir du balayage d’un code-barres ou d’un code QR associé à l’apport en carburant, ou la réception d’un message de l’approvisionneur de carburant ou de l’installation d’avitaillement. L’obtention du pouvoir calorifique du carburant disponible pour l’aéronef peut comprendre une détermination chimique et/ou physique du pouvoir calorifique du carburant disponible, éventuellement en effectuant un ou plusieurs parmi : i. l’identification d’un traceur dans le carburant disponible, tel qu’un colorant, ou une substance à l’état de trace utilisée en guise de marqueur, et la consultation d’un pouvoir calorifique correspondant à ce traceur (une substance à l’état de trace intrinsèquement présente dans le carburant qui peut varier entre des carburants peut être utilisée pour identifier un carburant, et/ou une substance peut être ajoutée volontairement pour agir en guise de traceur) ; ii. la déduction du pouvoir calorifique dʼune ou plusieurs propriétés physiques ou chimiques détectées du carburant disponible ; et/ou iii. la combustion d’un échantillon du carburant disponible pour déterminer son pouvoir calorifique directement, éventuellement à l’aide du moteur à turbine à gaz. La détermination chimique et/ou physique du pouvoir calorifique du carburant disponible peut être effectuée à bord de l’aéronef, et peut éventuellement être effectuée en cours d’opération de l’aéronef, p. ex., l’alimentation de l’éclairage, le chauffage et/ou la climatisation tandis qu’il est stationnaire/avant que l’avitaillement ne soit terminé. Notamment (mais non uniquement) dans des scénarios dans lesquels le pouvoir calorifique est entré manuellement, le procédé peut comprendre en outre le fait d’effectuer un contrôle pour vérifier le pouvoir calorifique / les données entrées, le contrôle comprenant la mesure du pouvoir calorifique du carburant en cours dʼutilisation dans le moteur à turbine à gaz, éventuellement pendant l’opération dʼaéronef avant le décollage (p. ex., les opérations de roulage, ou à la porte), et la comparaison de celui-ci au pouvoir obtenu par une route différente. En cas de discordance au-delà d’un seuil, l’aéronef peut être ramené à la porte / l’avitaillement peut recommencer. La détermination du pouvoir calorifique du carburant peut être effectuée par la surveillance de paramètres de moteur pendant une première période de temps d’opération d’aéronef pendant laquelle le moteur à turbine à gaz utilise le carburant ; et la détermination du pouvoir calorifique du carburant en fonction des paramètres de moteur surveillés. Cette étape de détermination peut être utilisée pour déterminer le pouvoir calorifique du carburant déjà dans les réservoirs de l’aéronef – p. ex., au cours d’un vol avant l’événement d’avitaillement – de telle sorte que l’énergie restante dans les réservoirs peut être calculée et déduite de la quantité nécessaire lors de l’avitaillement. Cette étape de détermination peut également être utilisée pour le nouveau carburant à fournir à l’aéronef – p. ex., la combustion d’un petit échantillon dans le/un moteur à turbine à gaz tandis que l’aéronef est stationnaire et avant que l’avitaillement ne soit terminé, de manière à déterminer la quantité de carburant supplémentaire à demander ou à accepter, ou comme faisant partie de contrôles pour confirmer le pouvoir calorifique obtenu lors de l’avitaillement. Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz principale, propulsive, ou peut être un moteur à turbine à gaz d’un groupe auxiliaire de puissance (APU, Auxiliary Power Unit ), qui peut ou non être agencée pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef. Dans certains cas, les propriétés de carburant peuvent être déterminées par la combustion d’un petit échantillon dans l’APU avant de démarrer le ou les moteurs principaux. Dans des exemples supplémentaires ou alternatifs, la combustion d’un échantillon de carburant pour déterminer des caractéristiques de carburant peut être faite dans un ou plusieurs du ou des moteurs de propulsion principaux. Selon un deuxième aspect, il est fourni un système de propulsion pour un aéronef, le système de propulsion comprenant : un moteur à turbine à gaz ; un réservoir de carburant agencé pour contenir un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz ; et un gestionnaire d’avitaillement agencé pour : obtenir une quantité dʼénergie requise pour un profil de vol prévu ; obtenir un pouvoir calorifique de carburant disponible pour lʼaéronef ; calculer la masse ou le volume du carburant disponible nécessaire pour fournir l’énergie requise ; et délivrer en sortie la masse ou le volume du carburant disponible nécessaire de manière à permettre à l’aéronef d’être avitaillée en conséquence. La quantité d’énergie requise pour un profil de vol prévu peut comporter une marge de sécurité au-delà de la quantité attendue nécessaire pour le vol. La taille de la marge de sécurité peut être décidée en fonction d’une variété de paramètres de vol, de conditions environnementales, et d’aéronef. Le système de propulsion peut comprendre en outre un ou plusieurs capteurs agencés pour détecter physiquement et/ou chimiquement une ou plusieurs propriétés ou caractéristiques du carburant. L’une ou plusieurs propriétés de carburant / les données de capteur peuvent ensuite être utilisées pour déduire ou calculer le pouvoir calorifique du carburant – cela peut être utilisé pour l’un ou l’autre ou les deux du carburant déjà présent dans le ou les réservoirs de l’aéronef avant l’avitaillement, et le carburant étant fourni à l’aéronef lors de l’avitaillement. Le type de capteur et l’emplacement peuvent être choisis en conséquence. Le système de propulsion peut être agencé pour mettre en application le procédé du premier aspect. Le moteur à turbine à gaz comprend éventuellement : un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre central raccordant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d’aubes de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre de noyau. Selon un autre aspect, il est fourni un support non transitoire lisible par ordinateur sur lequel sont stockées des instructions qui, lorsqu’elles sont exécutées par un processeur, amènent le processeur à : obtenir une quantité dʼénergie requise pour un profil de vol prévu dʼun aéronef ; obtenir un pouvoir calorifique de carburant disponible pour lʼaéronef ; calculer la quantité du carburant disponible nécessaire pour fournir l’énergie requise ; et délivrer en sortie la masse ou le volume du carburant disponible nécessaire de manière à permettre à l’aéronef d’être avitaillée en conséquence. Les instructions peuvent en outre être agencées pour amener le processeur à commander une entrée de carburant vers l’aéronef, de telle sorte que l’aéronef est avitaillé avec la quantité calculée du carburant disponible. Les instructions peuvent être agencées pour amener le processeur à effectuer le procédé du premier aspect. Selon un troisième aspect, il est fourni un procédé de contrôle d’avitaillement 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, le procédé comprenant : la réception d’une entrée de données de pouvoir calorifique pour du carburant fourni à lʼaéronef lors de l’avitaillement ; la détermination indépendamment d’au moins l’un parmi : (i) le pouvoir calorifique de carburant apporté au moteur à turbine à gaz en cours d’utilisation ; et (ii) le pouvoir calorifique du carburant fourni à l’aéronef lors de l’avitaillement ; et la fourniture dʼune alerte si le pouvoir calorifique déterminé de carburant est incohérent avec l’entrée de données de pouvoir calorifique reçue. Tel qu’il est utilisé ci-dessus, déterminer « indépendamment » le pouvoir calorifique signifie déterminer le pouvoir calorifique sans utilisation, ou référence à, des données de pouvoir calorifique entrées – deux valeurs pour le pouvoir calorifique peuvent donc être obtenues séparément et comparées. Les deux valeurs peuvent donc être obtenues de manière complètement différente – p. ex., l’une peut être fournie par un approvisionneur de carburant, et l’autre peut être calculée à partir de données de capteur. Les inventeurs étaient conscients que, étant donné que différents carburants peuvent avoir des propriétés différentes, tout en étant conformes aux normes, la connaissance du ou des carburants disponibles pour un aéronef peut permettre une commande plus efficace, sur-mesure, du système de propulsion. Des systèmes de vérification, par exemple, mettant en application un contrôle de propriétés de carburant si des changements à la commande de l’aéronef sont à faire en fonction des caractéristiques de carburant, peuvent donc être mis en application pour renforcer la confiance dans, et améliorer la fiabilité, de telles nouvelles techniques de commande de système de propulsion. Le contrôle du troisième aspect peut être effectué pour des raisons de sécurité – pour assurer que l’énergie totale dans le carburant à bord de l’aéronef soit suffisante pour le vol prévu, comportant une quelconque marge de sécurité prévue (p. ex., en cas d’intempéries ou de besoin de dérouter vers un aéroport différent). Le contrôle du troisième aspect peut être effectué pour des raisons d’optimisation de performance de l’aéronef – la confiance en la connaissance du ou des carburants à bord de l’aéronef peut permettre d’accorder l’opération de moteur au ou aux carburants disponibles. Le procédé peut être effectué par un système d’aéronef, et/ou par une unité hors site. Le moteur à turbine à gaz peut être une turbine à gaz principale, propulsive, ou un moteur à turbine à gaz d’un groupe auxiliaire de puissance (APU), qui peut ou non être agencé pour fournir une puissance propulsive à l’aéronef. Le procédé peut comprendre la détermination du pouvoir calorifique du carburant fourni à l’aéronef lors de l’avitaillement dans une unité de test de carburant. L’unité de test de carburant peut être fournie hors site sur un site d’avitaillement. La détermination du pouvoir calorifique du carburant apporté au moteur à turbine à gaz en cours d’utilisation peut être effectuée pendant au moins l’un parmi : (i) une ou plusieurs opérations sur le sol avant le décollage (p. ex., l’échauffement du moteur et/ou le roulage de l’aéronef), et (ii) la montée. On aura à l’esprit que le fait d’effectuer la détermination relativement précoce dans le vol peut faciliter la prise d’une action corrective appropriée si la valeur déterminée est incohérente avec l’entrée de données de pouvoir calorifique reçue. Idéalement, le contrôle peut être effectué avant que l’aéronef ne quitte le sol, dans le cas où le carburant n’est pas comme attendu à un tel point que l’avitaillement est conseillé. La détermination du pouvoir calorifique du carburant apporté au moteur à turbine à gaz en cours d’utilisation peut être effectuée en brûlant du carburant prélevé dans le réservoir de carburant agencé pour être utilisé pour apporter du carburant au moteur à turbine à gaz dans un groupe auxiliaire de puissance (APU) de l’aéronef et en déterminant le pouvoir calorifique. La détermination du pouvoir calorifique du carburant apporté au moteur à turbine à gaz en cours d’utilisation peut être effectuée en détectant des paramètres de moteur (du moteur à turbine à gaz propulsif et/ou d’un moteur à turbine à gaz d’un APU) pendant une première période de temps d’opération d’aéronef pendant laquelle le moteur à turbine à gaz utilise le carburant ; et la détermination du pouvoir calorifique du carburant en fonction des paramètres de moteur surveillés. Éventuellement, l’un ou plusieurs paramètres de moteur peuvent être surveillés sur la première période de temps. La détermination du pouvoir calorifique du carburant fourni à l’aéronef lors de l’avitaillement peut être effectuée en identifiant un traceur dans le carburant fourni à l’aéronef (p. ex., un colorant ou un élément de trace marqueur), et en consultant un pouvoir calorifique correspondent à ce traceur. La détermination du pouvoir calorifique du carburant fourni à l’aéronef lors de l’avitaillement peut être effectuée en déduisant le pouvoir calorifique d’une ou plusieurs propriétés physiques ou chimiques détectées du carburant disponible. La réception d’une entrée de données de pouvoir calorifique pour du carburant fourni à l’aéronef lors de l’avitaillement peut comprendre la réception d’une entrée de données par le biais d’une interface utilisateur de l’aéronef, p. ex., une valeur saisie ou une valeur choisie à partir d’un menu. La réception dʼune entrée de données de pouvoir calorifique pour du carburant fourni à lʼaéronef lors de l’avitaillement peut comprendre la réception de données communiquées électroniquement à lʼaéronef, p. ex., envoyées par un approvisionneur ou obtenues à partir du balayage dʼun code à barres, dʼun code QR, ou dʼun autre code associé au carburant fourni. Selon un quatrième aspect, il est fourni un système de propulsion pour un aéronef, le système de propulsion comprenant : un moteur à turbine à gaz ; un réservoir de carburant agencé pour contenir un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz ; et un système de suivi de carburant agencé pour : recevoir une entrée de données de pouvoir calorifique pour du carburant fourni à lʼaéronef lors de l’avitaillement ; déterminer au moins l’un parmi : (i) le pouvoir calorifique de carburant apporté au moteur à turbine à gaz en cours d’utilisation ; et (ii) le pouvoir calorifique du carburant fourni à l’aéronef lors de l’avitaillement ; et fournir une alerte si le pouvoir calorifique déterminé du carburant est incohérent avec l’entrée de données de pouvoir calorifique reçue. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre : un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre central raccordant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d’aubes de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre de noyau. Le système de propulsion peut comprendre en outre un ou plusieurs capteurs agencés pour détecter physiquement et/ou chimiquement une ou plusieurs propriétés du carburant, l’une ou plusieurs propriétés de carburant étant utilisées pour déduire ou calculer le pouvoir calorifique du carburant. Ces capteurs peuvent être utilisés dans la détermination du pouvoir calorifique de l’un ou l’autre du carburant apporté au moteur à turbine à gaz en cours d’utilisation, et le carburant étant fourni à l’aéronef lors de l’avitaillement. Le type de capteur et l’emplacement peuvent être choisis en conséquence. Le système de propulsion peut comprendre en outre un ou plusieurs capteurs agencés pour détecter au moins un paramètre de moteur pendant une première période de temps d’opération d’aéronef pendant laquelle le moteur à turbine à gaz (un moteur à turbine à gaz propulsif et/ou un moteur à turbine à gaz d’un APU) utilise le carburant ; l’au moins un paramètre de moteur étant utilisé pour déterminer le pouvoir calorifique du carburant. Le système de propulsion peut être agencé pour mettre en application le procédé du troisième aspect. Selon un cinquième aspect il est fourni un procédé d’avitaillement 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, le procédé comprenant : la détermination d’une quantité d’énergie requise pour un profil de vol prévu (comportant éventuellement une marge de sécurité telle que mentionnée ci-dessus) ; la réception dʼune entrée de données de pouvoir calorifique pour le carburant disponible ; le calcul de la quantité du carburant disponible nécessaire pour fournir l’énergie requise ; la délivrance en sortie de la quantité calculée du carburant disponible nécessaire de manière à permettre à lʼaéronef dʼêtre avitaillée en conséquence ; la détermination d’au moins l’un parmi : (i) le pouvoir calorifique de carburant apporté au moteur à turbine à gaz en cours d’utilisation après l’avitaillement ; et (ii) le pouvoir calorifique du carburant fourni à l’aéronef lors de l’avitaillement ; et la fourniture dʼune alerte si le pouvoir calorifique déterminé de carburant est incohérent avec l’entrée de données de pouvoir calorifique reçue. Le calcul de la quantité du carburant disponible (p. ex., d’une cuve ou d’un pipeline d’avitaillement) nécessaire pour fournir l’énergie requise peut comprendre l’obtention d’un pouvoir calorifique de carburant déjà dans le réservoir de carburant, et l’utilisation de celui-ci pour calculer l’énergie totale disponible de carburant déjà à bord, à l’aide éventuellement d’un ou plusieurs pouvoirs calorifiques de l’un ou plusieurs carburants à bord et la quantité de chacun. Cette valeur peut alors être soustraite de la quantité d’énergie déterminée requise pour le profil de vol prévu. Le calcul de la quantité du carburant disponible nécessaire pour fournir l’énergie requise peut par conséquent comprendre l’obtention d’une valeur d’énergie de carburant déjà dans le réservoir de carburant, et la soustraction de celle-ci de la quantité d’énergie déterminée requise pour le profil de vol prévu. Le procédé peut comprendre en outre le calcul d’un pouvoir calorifique du carburant mélangé après l’avitaillement. Le pouvoir calorifique de carburant apporté au moteur à turbine à gaz en cours d’utilisation peut donc être déterminé comme étant incohérent avec l’entrée de données de pouvoir calorifique reçue uniquement lorsque le pouvoir calorifique calculé pour le carburant mélangé ne correspond pas au pouvoir calorifique déterminé de carburant apporté au moteur à turbine à gaz en cours d’utilisation. Selon un sixième aspect, il est fourni un procédé de détermination d’un pouvoir calorifique de carburant apporté à une turbine à gaz d’un aéronef, le procédé comprenant : la détection d’un ou plusieurs paramètres de moteur pendant une première période de temps d’opération dʼaéronef pendant laquelle le moteur à turbine à gaz utilise le carburant ; et en fonction de l’un ou plusieurs paramètres de moteur détectés, la détermination d’un pouvoir calorifique du carburant. La détection peut être répétée de telle sorte que l’au moins un paramètre de moteur est surveillé au fil du temps, et/ou pour fournir un contrôle d’un premier pouvoir détecté. Comme différents carburants peuvent avoir des propriétés différentes, telles que des pouvoirs calorifiques différents, tout en épousant les normes, le même moteur à turbine à gaz peut effectuer différemment lorsqu’il est pourvu d’un carburant différent. La performance du propre moteur à turbine à gaz peut donc être utilisée pour déterminer le pouvoir calorifique d’un carburant étant actuellement fourni à un moteur à turbine à gaz. La connaissance du ou des carburants disponibles pour un aéronef est bénéfique car elle peut permettre une commande plus efficace, sur-mesure, des systèmes de propulsion, et/ou un avitaillement sur-mesure. La première période de temps d’opération d’aéronef peut comprendre au moins l’une parmi (i) une période d’opération de moteur avant le décollage, et (ii) une période de temps passée à la montée. La première période de temps d’opération d’aéronef peut comprendre une période de temps passée à l’échauffement du moteur avant un quelconque mouvement, une période de temps au roulage avant le décollage, et/ou une période de temps passée à la montée. Dans d’autres exemples, la première période de temps peut être pendant la croisière. On aura à l’esprit que le fait d’effectuer la détermination relativement précoce dans le vol peut faciliter l’utilisation du pouvoir calorifique déterminé. La détermination peut être effectuée avant que l’aéronef ne quitte le sol, dans le cas où le carburant n’est pas comme attendu à un tel point que l’avitaillement est conseillé, ou de manière à juger la quantité d’un carburant à charger. Dans d’autres mises en application, le pouvoir calorifique peut être utilisé pour influer sur la commande du système de propulsion en cours de vol / pour le reste du vol suite à la détermination. Les paramètres de moteur détectés / surveillés peuvent comporter un ou plusieurs parmi le débit de carburant, la vitesse de l’arbre, l’élévation de température de la chambre de combustion, la poussée générée, et la température d’échappement. Le procédé peut en outre comprendre le fait d’effectuer un contrôle pour vérifier le pouvoir calorifique déterminé, le contrôle comprenant la comparaison du pouvoir calorifique du carburant déterminé à partir des paramètres du moteur avec un pouvoir calorifique du carburant qui est : a) apporté à l’aéronef (p. ex., par une communication électronique, ou à l’aide d’une interface utilisateur graphique) ; b) calculé à partir de propriétés de carburant détectées (p. ex., des données de capteur) ; et/ou c) déterminé à partir d’un ou plusieurs paramètres de moteur détectés dans une période de temps différente de l’opération d’aéronef. Le pouvoir calorifique du carburant peut être déterminé comme une valeur relative, ou changement, par comparaison avec celui d’un carburant différent utilisé par le même moteur à turbine à gaz. Un changement du ou des paramètres de moteur surveillés / détectés lors du changement d’un carburant à l’autre peut être utilisé pour déterminer le changement de pouvoir calorifique. Un ou plusieurs paramètres de moteur peuvent donc être détectés / surveillés en deux périodes de temps différentes - chacune pour les deux carburants différents. Le changement de carburant peut être l’unique changement fait à la commande de moteur entre les deux périodes de temps. Les deux périodes de temps peuvent également être choisies de telle sorte que l’altitude et/ou d’autres paramètres externes sont au moins sensiblement identiques pour les deux, et peuvent donc être choisies pour être proches l’une de l’autre dans le temps, si non immédiatement consécutives. Un intervalle peut être laissé entre les deux périodes de temps pour permettre un quelconque comportement transitoire autour du changement de carburant. Les paramètres de moteur peuvent à la place être surveillés sur une seule période de temps pendant laquelle le changement entre les deux carburants différents est fait. Le changement de carburant peut être l’unique changement fait à la commande de moteur pendant la période de temps. Un quelconque comportement transitoire autour du changement de carburant peut être utilisé dans la détermination du pouvoir calorifique dans certains exemples. Les paramètres de moteur peuvent être ou comprendre la vitesse de l’arbre et le débit de carburant. Les paramètres de moteur peuvent être ou comprendre une élévation de température à travers la chambre de combustion et le débit de carburant. Le moteur à turbine à gaz qui est surveillé pour déterminer le pouvoir calorifique du carburant étant consumé peut être un moteur à turbine à gaz propulsif de l’aéronef. Le moteur à turbine à gaz qui est surveillé pour déterminer le pouvoir calorifique du carburant étant consumé peut être un moteur à turbine à gaz d’un groupe auxiliaire de puissance de l’aéronef. Dans de tels cas, le pouvoir calorifique peut être déterminé avant le démarrage d’un moteur à turbine à gaz propulsif de l’aéronef. Selon un septième aspect, il est fourni un procédé d’opération d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz et un réservoir de carburant agencé pour apporter du carburant au moteur à turbine à gaz, le procédé comprenant : la détection d’un ou plusieurs paramètres de moteur pendant une première période de temps d’opération dʼaéronef pendant laquelle le moteur à turbine à gaz utilise le carburant ; en fonction du ou des paramètres de moteur détectés, la détermination de données relatives à ou comprenant un pouvoir calorifique du carburant ; et l’ajustement (p. ex., l’optimisation) de la performance de moteur pendant une seconde période de temps d’opération d’aéronef en fonction des données déterminées. La détection peut être répétée de telle sorte que l’au moins un paramètre de moteur est surveillé au fil du temps, et/ou pour fournir un contrôle d’un premier pouvoir détecté. La connaissance du pouvoir calorifique du carburant peut par conséquent être utilisée en guise d’outil pour améliorer la performance d’aéronef en cours de vol, p. ex., en jaugeant la probabilité de formation de traînées de condensation derrière un aéronef dans des conditions atmosphériques données et le changement de la source de carburant ou de l’altitude en plein vol selon le cas, ou à l’aide d’un carburant à pouvoir calorifique plus faible pour des opérations à plus faible poussée. La première période de temps d’opération d’aéronef peut comprendre au moins l’une parmi (i) une période d’opération de moteur avant le décollage, et (ii) le temps passé à la montée. La première période d’opération de l’aéronef peut comprendre au moins l’un parmi le temps passé à l’échauffement du moteur avant le mouvement, le temps passé au roulage avant le décollage, et temps passé à la montée. Alternativement ou en complément, la première période de temps peut être précoce dans une période de croisière (p. ex., dans les premiers 1 %, 5 % ou 10 % du temps de croisière), permettant ainsi l’optimisation de performance de moteur par la suite. La seconde période de temps d’opération de l’aéronef peut être une période de temps passée en croisière, et éventuellement peut être la totalité de la croisière. Le réglage de performance de moteur peut comprendre au moins l’un parmi : • le changement de débit de carburant ; • le changement de déversement de pompe ; • le changement d’altitude ; • le changement d’étage d’aube de guidage ; et • le changement de carburant. Selon un huitième aspect, il est fourni un système d’alimentation pour un aéronef, le système d’alimentation comprenant : un moteur à turbine à gaz ; un réservoir de carburant agencé pour contenir un carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz ; et un système de suivi de carburant agencé pour : détecter un ou plusieurs paramètres de moteur pendant une première période de temps d’opération dʼaéronef pendant laquelle le moteur à turbine à gaz utilise le carburant ; et déterminer un pouvoir calorifique du carburant en fonction du ou des paramètres de moteur détectés. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un noyau de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre central raccordant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d’aubes de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre central. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé pour fournir de la puissance propulsive à l’aéronef. Le système d’alimentation peut par conséquent être décrit comme un système de propulsion. Alternativement, le moteur à turbine à gaz peut être un groupe auxiliaire de puissance (APU) de l’aéronef et peut ne pas être agencé pour fournir de la puissance propulsive. Le système d’alimentation peut comprendre en outre au moins un capteur agencé pour détecter l’au moins un paramètre de moteur. Le système d’alimentation peut comprendre en outre un ou plusieurs capteurs agencés pour détecter physiquement et/ou chimiquement une ou plusieurs propriétés ou caractéristiques du carburant, l’un ou plusieurs propriétés ou caractéristiques de carburant étant utilisées pour déduire ou calculer le pouvoir calorifique du carburant. Selon un neuvième aspect, il est fourni un système de propulsion pour un aéronef, le système de propulsion comprenant un moteur à turbine à gaz et un ou plusieurs réservoirs de carburant agencés pour contenir du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz, un ou plusieurs des réservoirs contenant un carburant qui est un carburant aviation durable – SAF ( sustainable aviation fuel ) – ou est un mélange de carburant comportant du SAF, le SAF ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique, PC K , de kérosène. Le système de propulsion comprend par conséquent au moins un réservoir de carburant agencé pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz, dans lequel le carburant stocké comprend au moins une proportion d’un carburant aviation durable – SAF. Si le carburant stocké est un mélange SAF par opposition à purement SAF, le pouvoir calorifique et la densité du mélange se situeront entre ceux du SAF et ceux du kérosène. Le moteur à turbine à gaz comprend : une chambre de combustion ; et une pompe à carburant agencée pour apporter un carburant d’un ou plusieurs des réservoirs de carburant à la chambre de combustion à un débit d’énergie, C, la pompe à carburant ayant une admission agencée pour recevoir du carburant d’un ou plusieurs réservoirs de carburant et une évacuation agencée pour délivrer en sortie le carburant à un débit volumétrique de sortie de pompe, Q, une proportion du carburant délivré en sortie étant fournie à la chambre de combustion et le reste étant remis en circulation (à savoir, renvoyée de la sortie de pompe vers l’admission, soit directement soit indirectement par le biais d’un ou plusieurs systèmes ou composants), le pourcentage de carburant passant à travers la pompe qui est remis en circulation / qui n’est pas fourni à la chambre de combustion étant appelé un pourcentage de déversement, et dans lequel le carburant apporté à la pompe comprend X % de SAF, où X % est dans la plage allant de 5 % à 100 %, avec un quelconque reste de carburant étant du kérosène, et a une densité, ρ F , et un pouvoir calorifique PC F . Le système de propulsion est agencé de telle sorte que : le rapport de déversement de changement de carburant (sans dimension), R d , de : est égal à : X peut être supérieur à 50, de telle sorte que le carburant apporté à la chambre de combustion est supérieur à 50 % de SAF. On aura à l’esprit que différents réservoirs peuvent contenir des carburants avec un %SAF différent. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé de telle sorte que, pour un moteur avec une poussée maximale au décollage dans la plage allant de 400 kN à 500 kN, R d est dans la plage suivante en croisière : et éventuellement dans la plage : où Q (débit de carburant) est mesuré en litres par seconde, PC (pouvoir calorifique) en MJ/kg, et ρ (densité) en kg par litre, avec les indices K et F utilisés pour le kérosène et le carburant de mélange SAF ou SAF, respectivement. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé de telle sorte que, pour un moteur avec une poussée maximale au décollage dans la plage allant de 300 kN à 350 kN, R d est dans la plage suivante en croisière : et éventuellement dans la plage : où, comme ci-dessus, Q est mesuré en litres par seconde, PC en MJ/kg, et ρ en kg par litre. La proportion SAF (X%) peut être gravimétrique. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé de telle sorte que . Le moteur à turbine à gaz peut être agencé de telle sorte que . Le moteur à turbine à gaz peut être agencé de telle sorte que . Il peut s’agir de lorsque la proportion SAF est supérieure ou égale à 75 %. En plus de considérer des propriétés de carburant, R d peut varier en fonction d’une ou plusieurs parmi la température ambiante, l’altitude, et le stade de croisière. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé de telle sorte que R d diminue de moins de 0,15 % entre le début et la fin de la croisière, pour une température et une altitude constantes. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé de telle sorte que R d diminue d’au moins 0,11 % lorsque l’altitude augmente d’au moins 600 m. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un noyau de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre central raccordant la turbine au compresseur ; et une soufflante située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d’aubes de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre central. Un réservoir de carburant d’un ou plusieurs réservoirs peut contenir du SAF pur ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique, PC K , de kérosène. Alternativement ou en complément, un réservoir de carburant de l’un ou plusieurs réservoirs peut contenir un carburant mélangé comprenant une proportion de SAF, le SAF ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , du kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique, PC K en kérosène et étant mélangé avec un carburant à base de kérosène pour former le mélange. Selon un dixième aspect, il est fourni un système de propulsion pour un aéronef, le système de propulsion comprenant un moteur à turbine à gaz et au moins un réservoir de carburant agencé pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz, dans lequel le carburant stocké comprend au moins une proportion d’un carburant aviation durable – SAF, le SAF ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique PC K , de kérosène, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; et une pompe à carburant agencée pour apporter du carburant d’un ou plusieurs des réservoirs de carburant à la chambre de combustion, la pompe à carburant ayant une admission agencée pour recevoir du carburant de l’un ou plusieurs des réservoirs de carburant, le carburant apporté à la pompe comprenant X % de SAF (avec un quelconque reste du carburant étant du kérosène) et une évacuation agencée pour délivrer en sortie le carburant, une proportion du carburant délivré en sortie étant fournie à la chambre de combustion et le reste étant remis en circulation, le pourcentage de carburant traversant la pompe qui est remis en circulation / qui n’est pas fourni à la chambre de combustion étant appelé un pourcentage de déversement, et dans lequel le système de propulsion est agencé de telle sorte que : le rapport de déversement de changement de carburant, R d : où X % est d’au moins 30 %, est supérieur ou égal à 1,003. Ici, un pourcentage gravimétrique SAF est utilisé, par opposition à volumétrique – le carburant est par conséquent de X % de SAF en poids. Du fait des densités variées des carburants, le pourcentage volumétrique SAF serait légèrement différent – un pourcentage en volume peut être utilisé dans certaines mises en application, et les nombres donnent peuvent être ajustés en conséquence. Le système de propulsion, et plus particulièrement le moteur à turbine à gaz, peut être agencé de telle sorte que : Lorsque X est 50 (à savoir, le carburant est de 50 % SAF en poids), le rapport de déversement de changement de carburant peut être d’au moins 1,0066. Lorsque X est 100, de telle sorte que le carburant soit du pur SAF, le rapport de déversement de changement de carburant peut être dʼau moins 1,0138. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé de telle sorte que R d varie en fonction d’une ou plusieurs parmi la température ambiante, l’altitude, et le stade de croisière. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé de telle sorte que R d diminue de moins de 0,15 % entre le début et la fin de la croisière, pour une température et une altitude constantes. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé de telle sorte que R d diminue d’au moins 0,11 % lorsque l’altitude augmente d’au moins 600 m. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé de telle sorte que R d est inférieur ou égal à 1,04. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé de telle sorte que R d est supérieur ou égal à 1,003. Le moteur à turbine à gaz peut être agencé de telle sorte que R d est supérieur ou égal à 1,014. Selon un onzième aspect, il est fourni un procédé d’opération d’un aéronef comprenant un système de propulsion, le système de propulsion comprenant un moteur à turbine à gaz comportant une chambre de combustion, et au moins un réservoir de carburant agencé pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz, dans lequel le carburant stocké comprend au moins une proportion d’un carburant aviation durable – SAF – ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique PC K , de kérosène, le moteur à turbine à gaz comprenant une pompe à carburant agencée pour apporter un carburant d’un ou plusieurs des réservoirs de carburant à la chambre de combustion à un débit d’énergie, C, la pompe à carburant ayant une admission agencée pour recevoir du carburant de l’un ou plusieurs réservoirs de carburant et une évacuation agencée pour délivrer en sortie du carburant à un débit volumétrique de sortie de pompe, Q, une proportion du carburant délivré en sortie étant fournie à la chambre de combustion et le reste étant remis en circulation, le pourcentage de carburant traversant la pompe qui est remis en circulation étant appelé un pourcentage de déversement, le procédé comprenant : l’apport d’un carburant d’un ou plusieurs des réservoirs de carburant au moteur à turbine à gaz, le carburant apporté au moteur à turbine à gaz comprenant X % de SAF, où X % est dans la plage allant de 5 % à 100 %, avec un quelconque reste du carburant étant du kérosène, et dans lequel le carburant a une densité, ρ F , et un pouvoir calorifique PC F ; et la commande du système de propulsion de telle sorte que : le rapport de déversement de changement de carburant, R d : est égal à : Le procédé peut comprendre la commande du système de propulsion de telle sorte que l’une quelconque des conditions relatives à R d telles que décrites ci-dessus pour les neuvième et dixième aspects s’appliquent. X % peut être dans la plage allant de 50 % et 100 %. Selon un douzième aspect, il est fourni un procédé d’opération d’un aéronef comprenant un système de propulsion comprenant un moteur à turbine à gaz et un ou plusieurs réservoirs de carburant agencés pour contenir du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz, un ou plusieurs des réservoirs contenant au moins une proportion d’un carburant aviation durable – SAF – ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique, PC K , de kérosène : le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; et une pompe à carburant agencée pour apporter un carburant d’un ou plusieurs des réservoirs de carburant à la chambre de combustion, la pompe à carburant ayant une admission agencée pour recevoir du carburant de l’un ou plusieurs réservoirs de carburant, le carburant apporté à la pompe comprenant X % de SAF, un quelconque reste du carburant étant du kérosène, et une évacuation agencée pour délivrer en sortie le carburant, une proportion du carburant délivré en sortie étant fournie à la chambre de combustion et le reste étant remis en circulation, le pourcentage de carburant traversant la pompe qui est remis en circulation étant appelé un pourcentage de déversement. Le système de propulsion est agencé de telle sorte que : le rapport de déversement de changement de carburant, R d , est défini comme : Lorsque X % est d’au moins 30 % (à savoir, lorsque le carburant est d’au moins 30 % de SAF en poids/masse), R d est supérieur ou égal à 1,003. Le procédé peut comprendre la commande du système de propulsion de telle sorte que l’une quelconque des conditions relatives à R d telles que décrites ci-dessus pour les neuvième et dixième aspects s’appliquent. Selon un treizième aspect, il est proposé un procédé de détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant aviation adapté pour alimenter un moteur à turbine à gaz d’un aéronef, le procédé comprenant : la détermination dʼune masse dʼun carburant chargé, ou qui a été chargé, sur lʼaéronef ; la détermination d’un volume correspondant du carburant ; et la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant en fonction de la masse et du volume déterminés. Les inventeurs ont à l’esprit qu’en mesurant un paramètre de masse et de volume du carburant étant chargé, ou qui a été chargé, sur un aéronef une ou plusieurs caractéristiques du carburant peuvent être déterminées. La détermination de l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peut comprendre le calcul d’une densité de carburant en fonction de la masse de carburant et du volume de carburant déterminés. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être fonction de la densité. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être obtenues par comparaison de la densité avec une table de consultation de carburants ayant des densités connues et des caractéristiques de carburant correspondantes à déterminer. La détermination de la masse du carburant peut comprendre la mesure d’un débit massique en un point au sein d’une ligne d’apport en carburant utilisée pour acheminer du carburant vers un ou plusieurs réservoirs de carburant à bord de l’aéronef. La détermination du volume du carburant peut comprendre la mesure d’un débit volumétrique en un point dans la ligne d’apport en carburant utilisée pour acheminer du carburant vers un ou plusieurs réservoirs de carburant à bord de l’aéronef. La détermination de la masse du carburant peut comprendre la mesure de la masse et/ou un changement de la masse de lʼun quelconque ou plusieurs parmi : lʼaéronef ; un ou plusieurs réservoirs de carburant à bord de lʼaéronef ; un véhicule citerne de carburant duquel le carburant est apporté ; ou une cuve de stockage de laquelle le carburant est apporté à l’aéronef. La détermination du volume du carburant peut comprendre la mesure du volume et/ou un changement du volume de carburant : stocké dans un ou plusieurs réservoirs de carburant à bord de l’aéronef ; et/ou stocké dans une cuve de stockage de carburant de laquelle le carburant est apporté à l’aéronef. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant déterminées peuvent comporter l’un quelconque ou plusieurs parmi : (i) une distribution d’hydrocarbures du carburant (ii) un pourcentage de carburant aviation durable dans le carburant ; et/ou (iii) une teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent comporter une indication que le carburant est un carburant fossile, p. ex., du kérosène. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent en outre être déterminées en fonction d’un signal indicatif de la température du carburant. Selon un quatorzième aspect, il est fourni un système de détermination de caractéristiques de carburant pour la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant aviation adapté pour alimenter un moteur à turbine à gaz d’un aéronef, le système comprenant : un module de détermination de caractéristiques de carburant agencé pour : recevoir un signal de masse de carburant indiquant une masse du carburant étant chargée, ou qui a été chargée, sur lʼaéronef ; recevoir un signal de volume de carburant indiquant un volume de carburant étant chargé ou chargé sur lʼaéronef ; et déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant en fonction des signaux de volume de carburant et de masse de carburant. Le module de détermination de caractéristiques de carburant peut être configuré pour calculer une densité du carburant en fonction du signal de masse de carburant et du signal de volume de carburant. Le système de détermination de caractéristiques de carburant peut comprendre en outre un capteur de masse agencé pour mesurer une masse du carburant, dans lequel le signal de masse de carburant est reçu du capteur de masse. Le système de détermination de caractéristiques de carburant peut comprendre en outre un capteur de volume agencé pour mesurer un volume de carburant, dans lequel le signal de volume de carburant est reçu du capteur de volume. Le capteur de masse peut être un débitmètre massique. Le capteur de volume peut être un débitmètre volumique. Le débitmètre massique peut être agencé pour mesurer le débit massique en un point au sein d’une ligne d’apport en carburant utilisée pour acheminer du carburant vers un ou plusieurs réservoirs à carburant à bord de l’aéronef. Le débitmètre volumique peut être agencé pour mesurer un débit volumique en un point au sein de la ligne d’apport en carburant utilisée pour acheminer du carburant vers un ou plusieurs réservoirs à carburant à bord de l’aéronef. Le signal de masse de carburant peut être fonction d’une masse mesurée et/ou d’un changement de masse de lʼun quelconque ou plusieurs parmi : lʼaéronef ; un ou plusieurs réservoirs de carburant à bord de lʼaéronef ; un véhicule citerne de carburant duquel le carburant est apporté ; ou une cuve de stockage de laquelle le carburant est apporté à l’aéronef. Le capteur de masse peut être agencé pour mesurer un quelconque paramètre de la phrase précédente. Le signal de volume de carburant peut être fonction d’un volume mesuré et/ou dans un changement de volume de carburant : stocké dans un ou plusieurs réservoirs de carburant à bord de lʼaéronef ; et/ou stocké dans une cuve de stockage de carburant de laquelle le carburant est apporté à l’aéronef. Le capteur de volume peut être agencé pour mesurer l’un ou l’autre de ces paramètres. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant déterminées peuvent comporter l’un quelconque ou plusieurs parmi : (i) une distribution d’hydrocarbures du carburant ; (ii) un pourcentage de carburant aviation durable dans le carburant ; et/ou (iii) une teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent comporter une indication que le carburant est un carburant fossile, p. ex., du kérosène. Le module de détermination peut en outre être agencé pour déterminer l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant en fonction d’un signal indicatif de la température du carburant. Selon un quinzième aspect, il est prévu un procédé d’opération d’un aéronef ayant un moteur à turbine à gaz, le procédé comprenant : la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant à l’aide du procédé du treizième aspect ; et l’opération de lʼaéronef selon l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant. L’opération de lʼaéronef selon l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peut comprendre : a) la modification d’un paramètre de commande de l’aéronef, de préférence un paramètre de commande du moteur à turbine à gaz, en réponse à l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant ; et/ou b) la fourniture d’un carburant ayant des caractéristiques de carburant différentes pendant l’avitaillement de l’aéronef. Selon un seizième aspect, il est fourni un aéronef comprenant le système de détermination de caractéristiques de carburant du quatorzième aspect, l’aéronef comprenant en outre un système de commande agencé pour commander l’opération de l’aéronef selon l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant déterminées par le système de détermination de caractéristiques de carburant. Selon un dix-septième aspect, il est fourni un procédé de détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant d’aviation adapté pour alimenter un moteur à turbine à gaz d’un aéronef, le moteur à turbine à gaz ayant une chambre de combustion à laquelle du carburant est apporté d’un système de carburant de l’aéronef, le procédé comprenant : la détermination dʼune masse du carburant étant apporté à la chambre de combustion ; la détermination dʼun volume correspondant du carburant étant apporté à la chambre de combustion ; et la détermination dʼune ou plusieurs caractéristiques de carburant en fonction de la masse et du volume déterminés. Les inventeurs ont à l’esprit qu’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées pendant l’opération d’un moteur à turbine à gaz en mesurant un paramètre de masse et de volume de carburant tandis qu’il est apporté à une chambre de combustion du moteur à turbine à gaz. Une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en fonction de la masse et du volume mesurés du carburant. La détermination de l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peut comprendre le calcul d’une densité de carburant en fonction de la masse de carburant et du volume de carburant déterminés. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être fonction de la densité. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être obtenues par comparaison de la densité avec une table de consultation de carburants ayant des densités connues et des caractéristiques de carburant correspondantes à déterminer. La détermination de la masse du carburant peut comprendre la détermination d’un débit massique de carburant apporté à la chambre de combustion. Le système de carburant peut comprendre un système de carburant de moteur faisant partie du moteur à turbine à gaz. Le débit massique peut être mesuré en un point dans un conduit de carburant du système de carburant de moteur. Le débit massique peut être mesuré immédiatement avant que le carburant n’atteigne la chambre de combustion. Le débit massique peut être déterminé en fonction d’un paramètre d’opération d’une pompe à carburant fournie dans le système de carburant. Le débit massique peut être déterminé en fonction d’une mesure de débit de carburant à l’aide d’un débitmètre massique. La détermination du volume du carburant peut comprendre la détermination d’un débit volumique de carburant étant apporté à la chambre de combustion. Le débit volumique peut être mesuré en un point dans un conduit de carburant du système de carburant moteur. Le débit volumique peut être mesuré immédiatement avant que le carburant n’atteigne la chambre de combustion. Le débit volumique peut être mesuré à une position adjacente au débit massique. Le volume massique peut être déterminé en fonction d’un paramètre d’opération d’une pompe fournie dans le système de carburant. Le débit volumique peut être déterminé en fonction d’une mesure de débit de carburant à l’aide d’un débitmètre volumique. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant déterminées comportent l’un quelconque ou plusieurs parmi : (i) une distribution d’hydrocarbures du carburant ; (ii) un pourcentage de carburant aviation durable dans le carburant ; et/ou (iii) une teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant comportent une indication que le carburant est un carburant fossile, p. ex., du kérosène. Selon un dix-huitième aspect, il est fourni un système de détermination de caractéristiques de carburant pour la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant aviation adapté pour alimenter un moteur à turbine à gaz d’un aéronef, le moteur à turbine à gaz ayant une chambre de combustion à laquelle du carburant est apporté d’un système de carburant de l’aéronef, le système de détermination de caractéristiques de carburant comprenant : un module de détermination de caractéristiques de carburant agencé pour : la réception d’un signal de masse de carburant indiquant une masse de carburant étant apportée à la chambre de combustion ; la réception d’un signal de volume de carburant indicatif dʼun volume de carburant étant apporté à la chambre de combustion ; et déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant en fonction des signaux de volume de carburant et de masse de carburant. Le module de détermination de caractéristiques de carburant peut être configuré pour calculer une densité du carburant en fonction du signal de masse de carburant et du signal de volume de carburant. Le système de détermination de caractéristiques de carburant peut comprendre en outre un débitmètre massique agencé pour mesurer un débit massique de carburant étant apporté à la chambre de combustion. Le signal de masse de carburant peut être reçu du débitmètre massique. Le système de détermination de caractéristiques de carburant peut comprendre en outre un débitmètre volumique agencé pour mesurer un débit volumique de carburant étant apporté à la chambre de combustion. Le signal de volume de carburant peut être reçu du débitmètre volumique. Le débitmètre massique et/ou le débitmètre volumique peuvent être agencés pour mesurer l’écoulement de carburant mesuré en un point dans un conduit de carburant d’un système de carburant de moteur du moteur à turbine à gaz. Le débitmètre massique et/ou le débitmètre volumique peuvent être agencés pour mesurer l’écoulement de carburant mesuré en un point immédiatement avant que le carburant n’atteigne la chambre de combustion. Le système de carburant peut comprendre en outre une pompe à carburant agencée pour fournir du carburant à la chambre de combustion. Le signal de masse de carburant et/ou le signal de volume de carburant peuvent être fonction d’un paramètre d’opération de la pompe à carburant. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant déterminées comportent l’un quelconque ou plusieurs parmi : (i) une distribution d’hydrocarbures du carburant ; (ii) un pourcentage de carburant aviation durable dans le carburant ; et/ou (iii) une teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant comportent une indication que le carburant est un carburant fossile, p. ex., du kérosène. Selon un dix-neuvième aspect, il est fourni un procédé d’opération d’un aéronef ayant un moteur à turbine à gaz, le procédé comprenant : la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant à l’aide du procédé du dix-septième aspect ; et l’opération de lʼaéronef selon l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant. L’opération de lʼaéronef selon l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peut comprendre : a) la modification d’un paramètre de commande de l’aéronef, de préférence un paramètre de commande du moteur à turbine à gaz, en réponse à l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant ; et/ou b) la fourniture d’un carburant ayant des caractéristiques de carburant différentes pendant l’avitaillement de l’aéronef. Selon un vingtième aspect, il est fourni un aéronef comprenant le système de détermination de caractéristiques de carburant du dix-huitième aspect, l’aéronef comprenant en outre un système de commande agencé pour commander l’opération de l’aéronef selon l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant déterminées par le système de détermination de caractéristiques de carburant. La présente description peut s’appliquer à une quelconque configuration pertinente de moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, un moteur à turbine à gaz à double flux, un moteur à turbine à gaz à rotor ouvert (dans lequel l’hélice n’est pas entourée par une nacelle), un turbopropulseur ou un turboréacteur. Un quelconque moteur comme celui-ci peut être pourvu ou non d’un post-brûleur. Un moteur à turbine à gaz selon l’un quelconque aspect de la présente description peut comprendre un noyau de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre central raccordant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des aubes de soufflante). Une telle soufflante peut être située en amont du noyau de moteur. Alternativement, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante située en aval du noyau de moteur, par exemple où le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur (auquel cas la soufflante peut être appelée une hélice). Lorsque le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur, le moteur à turbine à gaz peut comprendre deux étages d’hélices contrarotatives reliés à et entraînés par une turbine libre par le biais d’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. Alternativement, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un étage d’hélices et un étage d’aubes de guidage configuré en aval de l’étage d’hélices. L’étage d’aubes de guidage peut être de pas variable. En conséquence, les turbines à haute pression, à pression intermédiaire et libres peuvent respectivement entraîner des compresseurs et des hélices à haute pression et intermédiaire par des arbres d’interconnexion adaptés. Ainsi, les hélices peuvent fournir la majorité de la poussée propulsive. Lorsque le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur, un ou plusieurs des étages d’hélices peuvent être entraînés par une boîte de vitesses. La boîte de vitesses peut être du type décrit ici. Un moteur selon la présente description peut être un turboréacteur à double flux. Un tel moteur peut être un turboréacteur à double flux à entraînement direct dans lequel la soufflante est directement raccordée à la turbine d’entraînement de soufflante, par exemple, sans boîte de vitesses. Dans un tel turboréacteur à double flux à entraînement direct, il peut être dit que la soufflante tourne à la même vitesse de rotation que la turbine d’entraînement de soufflante. Un moteur selon la présente description peut être une turbosoufflante à engrenages. Dans un tel agencement, le moteur a une soufflante qui est entraînée par le biais d’une boîte de vitesses. Ainsi, un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une boîte de vitesses qui reçoit une entrée de l’arbre central et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus faible que l’arbre central. L’entrée vers la boîte de vitesses peut être directement de l’arbre central, ou indirectement de l’arbre central, par exemple, par le biais d’un arbre et/ou un engrenage droit. L’arbre central peut raccorder de manière rigide la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse plus faible). Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir une quelconque architecture générale adaptée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir un quelconque nombre souhaité d’arbres qui raccordent des turbines et des compresseurs, par exemple, un, deux ou trois arbres. Purement à titre d’exemple, la turbine raccordée à l’arbre central peut être une première turbine, le compresseur raccordé à l’arbre central peut être un premier compresseur, et l’arbre central peut être un premier arbre central. Le noyau de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur, et un second arbre central raccordant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre central peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre central. Dans un tel agencement, le second compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le second compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple, recevoir directement, par exemple, par le biais d’une conduite généralement annulaire) un écoulement du premier compresseur. La boîte de vitesses peut être agencée pour être entraînée par l’arbre central qui est configuré pour tourner (par exemple, en cours d’utilisation) à la vitesse de rotation la plus faible (par exemple, le premier arbre central dans l’exemple ci-dessus). Par exemple, la boîte de vitesses peut être agencée pour être entraînée uniquement par l’arbre central qui est configuré pour tourner (par exemple, en cours d’utilisation) à la vitesse de rotation la plus faible (par exemple, étant uniquement le premier arbre central, et non le second arbre central, dans l’exemple ci-dessus). Alternativement, la boîte de vitesses peut être agencée pour être entraînée par un ou plusieurs arbres, par exemple, les premier et/ou second arbres dans l’exemple ci-dessus. La boîte de vitesses peut être une boîte de réduction (en ce que la sortie vers la soufflante est un taux de rotation plus faible que l’entrée de l’arbre central). Un quelconque type de boîte de vitesses peut être utilisé. Par exemple, la boîte de vitesses peut être une boîte de vitesses « satellite » ou « étoile », tel que décrit plus en détail ailleurs ici. Une telle boîte de vitesses peut être un seul étage. Alternativement, une telle boîte de vitesses peut être une boîte de vitesses compound, par exemple une boîte de vitesses satellite compound (qui peut avoir l’entrée sur l’engrenage solaire et la sortie sur la couronne dentée, et ainsi être appelé une boîte de vitesses « compound en étoile »), par exemple, ayant deux étages de réduction. La boîte de vitesses peut avoir un quelconque rapport de réduction souhaité (défini comme la vitesse de rotation de l’arbre d’entrée divisée par la vitesse de rotation de l’arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple, dans la plage de 3 à 4,2, ou 3,2 à 3,8, par exemple de l’ordre de ou d’au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2. Le rapport d’engrenage peut être, par exemple, entre deux quelconques des valeurs de la phrase précédente. Purement à titre d’exemple, la boîte de vitesses peut être une boîte de vitesses « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Purement à titre d’exemple supplémentaire, la boîte de vitesses peut être une boîte de vitesses « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage 3,0 à 3,1. Purement à titre d’exemple supplémentaire, la boîte de vitesses peut être une boîte de vitesses « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage 3,6 à 4,2. Dans certains agencements, le rapport d’engrenage peut être en dehors de ces plages. Dans un quelconque moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, un carburant d’une composition ou d’un mélange donné est fourni à une chambre de combustion, qui peut être fournie en aval de la soufflante et du ou des compresseurs par rapport à la voie d’écoulement (par exemple, axialement en aval). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) second compresseur, lorsqu’un second compresseur est fourni. À titre d’exemple supplémentaire, l’écoulement à la sortie de la chambre de combustion peut être fourni à l’admission de la seconde turbine, lorsqu’une seconde turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbine(s). Le ou chaque compresseur (par exemple, le premier compresseur et le second compresseur tel que décrit ci-dessus) peut comprendre un quelconque nombre d’étages, par exemple, de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’aubes de rotor et une rangée d’aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (en ce que leur angle d’incidence peut être variable). La rangée d’aubes de rotor et la rangée d’aubes de stator peuvent être décalées axialement l’une de l’autre. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à turboréacteur à double flux à entraînement direct comprenant 13 ou 14 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut, par exemple, comprendre 3 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et soit 10 soit 11 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » (dans lequel la soufflante est entraînée par un premier arbre central par le biais d’une boîte de réduction) comprenant des étages de compresseur 11, 12 ou 13 (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut comprendre 3 ou 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 8 ou 9 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 10 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). La ou chaque turbine (par exemple, la première turbine et la seconde turbine tel que décrit ci-dessus) peut comprendre un quelconque nombre d’étages, par exemple, de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’aubes de rotor et une rangée d’aubes de stator. La rangée d’aubes de rotor et la rangée d’aubes de stator peuvent être décalées axialement l’une de l’autre. La seconde turbine (ou « haute pression ») peut comprendre 2 étages dans un quelconque agencement (par exemple, qu’il s’agisse d’un moteur à engrenages ou à entraînement direct). Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à entraînement direct comprenant une première turbine (ou « basse pression ») ayant 5, 6 ou 7 étages. Alternativement, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » comprenant une première turbine (ou « basse pression ») ayant 3 ou 4 étages. Chaque aube de soufflante peut être définie comme ayant une étendue radiale s’étendant d’une racine (ou moyeu) à un emplacement radialement interne lavé par un gaz, ou d’une position d’étendue de 0 %, à une pointe à une position d’étendue de 100 %. Le rapport du rayon de l’aube de soufflante au niveau du moyeu sur le rayon de l’aube de soufflante au niveau de la pointe peut être de moins de (ou de l’ordre de) l’un quelconque de : 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 ou 0,25. Le rapport du rayon de l’aube de soufflante au niveau du moyeu sur le rayon de l’aube de soufflante au niveau de la pointe peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (à savoir, les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple, dans la plage de 0,28 à 0,32 ou 0,29 à 0,30. Ces rapports peuvent couramment être appelés le rapport moyeu sur 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 vers l’avant) de l’aube. Le rapport moyeu sur pointe fait, bien entendu, référence à la partie lavée par un gaz de l’aube de soufflante, à savoir, la partie radialement à l’extérieur d’une quelconque plate-forme. Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne centrale du moteur et la pointe d’une aube de soufflante au niveau de son bord d’attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut simplement être deux fois le rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’un quelconque parmi : 140 cm, 170 cm, 180 cm, 190 cm, 200 cm, 210 cm, 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (à savoir, les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple, dans la plage de 240 cm à 280 cm ou 330 cm à 380 cm. Purement à titre d’exemple non limitatif, le diamètre de soufflante peut être dans la plage de 170 cm à 180 cm, 190 cm à 200 cm, 200 cm à 210 cm, 210 cm à 230 cm, 290 cm à 300 cm ou 340 cm à 360 cm. La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d’utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est plus faible pour des ventilateurs avec un plus grand diamètre. Purement à titre d’exemple non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière peut être de moins de 3500 tr/min, par exemple, de moins de 2500 tr/min, par exemple, de moins de 2300 tr/min. Purement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage de 2750 à 2900 tr/min. Purement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage de 2500 à 2800 tr/min. Purement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage de 1500 à 1800 tr/min. . Purement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 190 cm à 200 cm peut être dans la plage de 3600 à 3900 tr/min. Purement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 2000 à 2800 tr/min. En cours d’utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec des aubes de soufflante associées) tourne autour d’un axe de rotation. Cette rotation conduit au déplacement de la pointe de l’aube de soufflante avec une vitesse U pointe . Le travail fait par les aubes de soufflante 23 sur l’écoulement conduit à une élévation d’enthalpie dH de l’écoulement. Une charge de pointe de soufflante peut être définie en tant que dH/U pointe 2 , lorsque dH est l’élévation d’enthalpie (par exemple, l’augmentation moyenne d’enthalpie 1-D) à travers la soufflante et U pointe est la vélocité (translationnelle) de la pointe de soufflante, par exemple, au niveau du bord d’attaque de la pointe (qui peut être définie comme rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d’attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante aux conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l’ordre de) l’une quelconque parmi : 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les valeurs étant sans dimension). La charge d’extrémité de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (à savoir, les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,31, ou 0,29 à 0,3 (par exemple pour un moteur à turbine à gaz à engrenages). Des moteurs à turbine à gaz selon la présente description peuvent avoir un quelconque rapport de dilution souhaité, où le rapport de dilution est défini comme le rapport du débit massique de l’écoulement à travers la conduite de dérivation sur le débit massique de l’écoulement à travers le noyau aux conditions de croisière. Dans certains agencements le rapport de dilution peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 9. 9,5, 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de dilution peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (à savoir, les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 12 à 16, ou 13 à 15, ou 13 à 14. Purement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de dilution d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct selon la présente description peut être dans la plage de 9:1 à 11:1. Purement à titre d’exemple supplémentaire non limitatif, le rapport de dilution d’un moteur à turbine à gaz à engrenages selon la présente description peut être dans la plage de 12:1 à 15:1. La conduite de dérivation peut être sensiblement annulaire. La conduite de dérivation peut être radialement à l’extérieur du moteur central. La surface radialement externe de la conduite de dérivation peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. Le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation à la sortie du compresseur à plus haute pression (avant l’entrée dans la chambre de combustion) sur la pression de stagnation en amont de la soufflante. À titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici en croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (à savoir, les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de ou 50 à 70. Purement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage de 40 à 45. Purement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage de 45 à 55. Purement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage de 50 à 60. Purement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 50 à 60. La poussée spécifique d’un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans certains exemples, une poussée spécifique peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fournie à la chambre de combustion. Aux conditions de croisière, la poussée spécifique d’un moteur décrite et/ou revendiquée ici peut être inférieure à (ou de l’ordre de) une quelconque 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 délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (à savoir, les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 80 Nkg -1 s à 100 Nkg -1 s ou 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. Purement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage de 90 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. Purement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage de 80 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Purement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage de 70 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Purement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 90 Nkg -1 s à 120 Nkg -1 s. Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir une quelconque poussée maximale souhaitée. Purement à titre d’exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale d’au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 100 kN, 110 kN, 120 kN, 130 kN, 140 kN, 150 kN, 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN, ou 550 kN. La poussée maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (à savoir, les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Purement à titre d’exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage de 330 kN à 420 kN, par exemple, 350 kN à 400 kN. Purement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage de 140 kN à 160 kN. Purement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage de 150 kN à 200 kN. Purement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage de 370 kN à 500 kN. Purement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 370 kN à 500 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques standard au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante 101,3 kPa, température 30 degrés C), avec le moteur statique. En cours d’utilisation, la température de l’écoulement à l’entrée de la turbine haute pression peut être particulièrement haute. Cette température, que peut-être appelée TET, peut être mesurée à la sortie de la chambre de combustion, par exemple, immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui peut elle-même être appelée une aube directrice de buse. Dans certains exemples, TET peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fournie à la chambre de combustion. En croisière, la TET peut être au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K ou 1650 K. Ainsi, strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET en croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage de 1540 K à 1600 K. Purement à titre d’exemple non limitatif, la TET en croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage de 1590 kN à 1650 kN. Purement à titre d’exemple non limitatif, la TET en croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage de 1600 K à 1660 K. Purement à titre d’exemple non limitatif, la TET en croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 1590 K à 1650 K. Purement à titre d’exemple non limitatif, la TET en croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 1570 kN à 1630 kN. La TET en croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (à savoir, les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). La TET maximale en cours d’utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K, 2000 K, 2050 K ou 2100 K. Ainsi, purement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage de 1890 K à 1960 K. Purement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage de 1890 kN à 1960 kN. À titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage de 1890 kN à 1960 kN. Purement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 1935 K à 1995 K. Purement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 1890K à 1950K. La TET maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (à savoir, les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 1800 K à 1950 K. La TET maximale peut se produire, par exemple, à une condition de poussée élevée, par exemple à une condition maximale de décollage (MTO). Une portion d’aube de soufflante et/ou de profil aérodynamique d’une aube de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir d’un quelconque matériau ou combinaison de matériaux adaptés. Par exemple, au moins une partie de l’aube de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un composite, par exemple, un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel qu’un composite à fibres de carbone. À titre d’exemple supplémentaire au moins une partie de l’aube de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un métal, tel qu’un métal à base de titane ou un matériau à base d’aluminium (tel qu’un alliage aluminium-lithium) ou un matériau à base d’acier. L’aube de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées à l’aide de matériaux différents. Par exemple, l’aube de soufflante peut avoir un bord d’attaque protecteur, qui peut être fabriqué à l’aide d’un matériau qui soit mieux à même de résister aux chocs (par exemple des oiseaux, de la glace ou d’autres matériaux) que le reste de l’aube. Un tel bord d’attaque peut, par exemple, être fabriqué à l’aide du titane ou d’un alliage à base de titane. Ainsi, purement à titre d’exemple, l’aube de soufflante peut avoir un corps à base de fibre de carbone ou d’aluminium (tel qu’un alliage de lithium aluminium) avec un bord d’attaque en titane. Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une portion centrale, à partir de laquelle les aubes de soufflante peuvent s’étendre, par exemple, dans une direction radiale. Les aubes de soufflante peuvent être reliées à la portion centrale d’une quelconque manière souhaitée. Par exemple, chaque aube de soufflante peut comprendre une fixation qui peut venir en prise avec une fente correspondante dans le moyeu (ou disque). Purement à titre d’exemple, une telle fixation peut être sous la forme d’une queue d’aronde qui peut s’insérer dans et/ou venir en prise avec une fente correspondante dans le moyeu/disque afin de fixer l’aube de soufflante au moyeu/disque. À titre d’exemple supplémentaire, les aubes de soufflante peuvent être formées d’un seul tenant avec une portion centrale. Un tel agencement peut être appelé disque aubagé ou anneau aubagé. Un quelconque procédé adapté peut être utilisé pour fabriquer un tel disque aubagé ou anneau aubagé. Par exemple, au moins une partie des aubes de soufflante peut être usinée à partir d’un bloc et/ou au moins une partie des aubes de soufflante peut être reliée au moyeu/disque par soudage, tel qu’un soudage par friction linéaire. Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent ou ne peuvent pas être fournis avec une buse à section variable (VAN). Une telle buse à section variable peut permettre de faire varier en cours d’utilisation la section de sortie de la conduite de dérivation. Les principes généraux de la présente description peuvent s’appliquer à des moteurs avec ou sans VAN. La soufflante d’une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir un quelconque nombre souhaité d’aubes de soufflante, par exemple, 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps composite en fibres de carbone, il peut y avoir 16 ou 18 aubes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps métallique (par exemple aluminium-lithium ou alliage de titane), il peut y avoir 18, 20 ou 22 aubes de soufflante. Tels qu’il est utilisé ici, les termes ralenti, roulage, décollage, montée, croisière, descente, approche et atterrissage ont la signification classique 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 reconnaîtra immédiatement chaque terme pour se référer à une phase d’opération du moteur au sein d’une mission donnée d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est destiné à être relié. À cet égard, le ralenti au sol peut se référer à une phase d’opération du moteur où l’aéronef est stationnaire et en contact avec le sol, mais où il y a une exigence de marche du moteur. Au ralenti, le moteur peut produire entre 3 % et 9 % de la poussée disponible du moteur. Dans des exemples supplémentaires non limitatifs, le moteur peut produire entre 5 % et 8 % de poussée disponible. Dans des exemples supplémentaires non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 7 % de poussée disponible. Le roulage peut se référer à une phase d’opération du moteur où l’aéronef est propulsé sur le sol par la poussée produite par le moteur. Lors du roulage, le moteur peut produire entre 5 % et 15 % de poussée disponible. Dans des exemples supplémentaires non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 12 % de poussée disponible. Dans des exemples supplémentaires non limitatifs, le moteur peut produire entre 7 % et 10 % de poussée disponible. Le décollage peut se référer à une phase d’opération du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. À un stade initial au cours de la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef est en contact avec le sol. À un stade ultérieur au cours de la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef est en contact avec le sol. Lors du décollage, le moteur peut produire entre 90 % et 100 % de poussée disponible. Dans des exemples supplémentaires non limitatifs, le moteur peut produire entre 95 % et 100 % de poussée disponible. Dans des exemples supplémentaires non limitatifs, le moteur peut produire 100 % de poussée disponible. La montée peut se référer à une phase d’opération du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. Lors de la montée, le moteur peut produire entre 75 % et 100 % de poussée disponible. Dans des exemples supplémentaires non limitatifs, le moteur peut produire entre 80 % et 95 % de poussée disponible. Dans des exemples supplémentaires non limitatifs, le moteur peut produire entre 85 % et 90 % de poussée disponible. En ce sens, la montée peut se référer à une phase d’opération au sein d’un cycle de vol d’aéronef entre le décollage et l’arrivée aux conditions de croisière. En complément ou alternativement, la montée peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol d’aéronef entre le décollage et l’atterrissage, lorsqu’une augmentation relative d’altitude est requise, ce qui peut requérir une demande de poussée supplémentaire du moteur. Tel qu’il est utilisé ici, les conditions de croisière ont la signification classique et seraient aisément comprises par l’homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement des conditions de croisière pour signifier le point d’opération du moteur à mi-croisière d’une mission donnée (qui peut être appelée dans l’industrie « mission économique ») d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être relié à lui. En ce sens, la mi-croisière est le point dans un cycle de vol d’aéronef auquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre la fin de montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le mi-parcours - en termes de temps et/ou de distance entre la fin de montée et le début de la descente. Les conditions de croisière définissent ainsi un point d’opération du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait une opération en état statique (à savoir, le maintien d’une altitude et d’un nombre de Mach constants) à mi-croisière d’un aéronef auquel il est conçu pour être relié, en tenant compte du nombre de moteurs fournis à cet aéronef. Par exemple lorsqu’un moteur est conçu pour être relié à un aéronef qui a deux moteurs du même type, aux conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait requise pour une opération en état statique de cet aéronef à mi-croisière. En d’autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, des conditions de croisière sont définies comme le point d’opération du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir – en combinaison avec l’un quelconque des autres moteurs sur l’aéronef - une opération en état statique de l’aéronef auquel il est conçu pour être relié à un nombre de Mach de mi-croisière donné) aux conditions atmosphériques de mi-croisière (définies par l’Atmosphère type internationale selon la norme ISO 2533 à altitude de mi-croisière). Pour un quelconque moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point d’opération du moteur aux conditions de croisière est clairement défini. Purement à titre d’exemple, la vitesse d’avancement à la condition de croisière peut être un quelconque point dans la plage 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 de 0,8 à 0,85. Une quelconque vitesse seule au sein de ces plages peut faire partie de la condition de croisière. Pour certains aéronefs, les conditions de croisière peuvent être en dehors de ces plages, par exemple, en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9. Purement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques standard (selon l’Atmosphère type internationale, ISA) à une altitude qui est dans la plage de 10.000 m à 15.000 m, par exemple dans la plage de 10.000 m à 12.000 m, par exemple dans la plage de 10.400 m à 11.600 m (autour de 38.000 pieds), par exemple, dans la plage de 10.500 m à 11.500 m, par exemple, dans la plage de 10.600 m à 11.400 m, par exemple, dans la plage de 10.700 m à 11.300 m, par exemple, dans la plage de 10.700 m (environ 35.000 pieds) à 11.300 m, par exemple, dans la plage de 10.800 m à 11.200 m, par exemple, dans la plage de 10.900 m à 11.100 m, par exemple, de l’ordre de 11.000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques standard à une quelconque quelle altitude donnée dans ces plages. Purement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point d’opération du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple, une valeur dans la plage de 30 kN à 35 kN) à un nombre de Mach d’avancement de 0,8 et de conditions atmosphériques standard (selon l’Atmosphère type internationale) à une altitude de 38.000 pieds (11.582 m). Purement à titre d’exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un point d’opération du moteur qui fournit un niveau de poussée requis connu (par exemple, une valeur dans la plage de 50 kN à 65 kN) à un nombre de Mach d’avancement de 0,85 et de conditions atmosphériques standard (selon l’Atmosphère type internationale) à une altitude de 35.000 pieds (10.668 m). En cours d’utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut être opéré 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 auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur de turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion. En outre, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement l’une ou les deux de la descente et de l’approche pour se référer à une phase d’opération dans un cycle de vol d’aéronef entre la croisière et l’atterrissage de l’aéronef. Pendant l’une ou les deux de la descente et de l’approche, le moteur peut produire entre 20 % et 50 % de poussée disponible. Dans des exemples supplémentaires non limitatifs, le moteur peut produire entre 25 % et 40 % de poussée disponible. Dans des exemples supplémentaires non limitatifs, le moteur peut produire entre 30 % et 35 % de poussée disponible. En complément ou alternativement, la descente peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol d’aéronef entre le décollage et l’atterrissage, lorsqu’une augmentation relative d’altitude est requise, et ce qui peut requérir une demande de poussée réduite du moteur. Selon un aspect, il est fourni un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L’aéronef selon cet aspect est l’aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être relié à lui. En conséquence, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l’aéronef, telles que définies ailleurs ici. Selon un aspect, il est fourni un procédé d’opération d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L’opération peut être à une quelconque condition adaptée, qui peut être telle que définie ailleurs ici (par exemple en termes de poussée, conditions atmosphériques et nombre de Mach). Selon un aspect, il est fourni un procédé d’opération d’un aéronef tel que décrit et/ou revendiqué ici. L’opération selon cet aspect peut comporter (ou peut être) une opération à une quelconque condition adaptée, par exemple la mi-croisière de l’aéronef, telle que définie ailleurs ici. L’homme du métier aura à l’esprit, sauf s’ils s’excluent mutuellement, qu’une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l’un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué à tout autre aspect. En outre, sauf s’ils s’excluent mutuellement, une quelconque caractéristique ou paramètre décrit peut être appliqué à un quelconque aspect et/ou combiné à une quelconque autre caractéristique ou paramètre décrit ici. Des modes de réalisation seront maintenant décrits à titre d’exemple uniquement, en référence aux figures, dans lesquels : La est une vue latérale en coupe d’un moteur à turbine à gaz ; La est une vue latérale en coupe rapprochée d’une portion amont d’un moteur à turbine à gaz ; La est une vue partiellement découpée d’une boîte de vitesses pour un moteur à turbine à gaz ; La est une vue schématique d’un aéronef comportant un gestionnaire d’avitaillement ; La est une représentation schématique d’un procédé de gestion d’avitaillement en carburant ; La est une vue schématique d’un aéronef comportant un système de suivi de carburant ; La est une représentation schématique d’un procédé de contrôle de pouvoir calorifique ; La est une représentation schématique d’un système de suivi de carburant ; La est une représentation schématique d’un procédé de gestion d’avitaillement en carburant comportant le procédé de contrôle de pouvoir calorifique de la ; La est une vue schématique d’un aéronef comportant un système de suivi de carburant ; La est une représentation schématique d’un procédé de détermination de pouvoir calorifique ; La est une représentation schématique d’un système de suivi de carburant ; La est une vue schématique d’un système d’apport en carburant d’un aéronef, illustrant le déversement autour de la pompe à carburant ; La est une vue schématique d’une pompe à carburant d’aéronef ; La est une représentation schématique d’un procédé de gestion de déversement ; et La est une vue schématique d’un aéronef comportant un système de détermination de caractéristiques de carburant ; La est une représentation schématique d’un procédé de détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant aviation ; La est une vue schématique d’un système de détermination de caractéristiques de carburant fourni au sein d’un système de carburant d’un moteur à turbine à gaz ; La est une autre représentation schématique d’un procédé de détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant aviation ; et La est une représentation schématique d’un procédé d’opération 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 propulsive 23 qui génère deux écoulements d’air : un écoulement d’air central A et un écoulement d’air de dérivation B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un noyau 11 qui reçoit le débit d’air central A. Le noyau de moteur 11 comprend, en série de débit axial, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine basse pression 19 et une buse d’échappement de noyau 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit une conduite de dérivation 22 et une buse d’échappement de dérivation 18. L’écoulement d’air de dérivation B s’écoule à travers la conduite de dérivation 22. La soufflante 23 est jointe à et entraînée par la turbine basse pression 19 par le biais d’un arbre 26 et d’une boîte de vitesses épicycloïdale 30. En cours d’utilisation, l’écoulement dʼair de noyau 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 consumé. L’équipement de combustion 16 peut être appelé chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent ensuite à travers, et entraînent ainsi, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d’être évacués à travers la buse 20 pour fournir une certaine poussée propulsive. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un arbre d’interraccordement adapté 27. La soufflante 23 fournit généralement la majorité de la poussée propulsive. La boîte de vitesses épicycloïdale 30 est une boîte de réduction. Un agencement exemplaire pour un moteur à turbine à gaz de soufflante à engrenages 10 est montré sur la . La turbine basse pression 19 (voir ) entraîne l’arbre 26, qui est couplé à une roue solaire, ou engrenage solaire, 28 de l’agencement d’engrenage épicycloïdal 30. Radialement vers l’extérieur de l’engrenage solaire 28 et s’engrenant avec celui-ci il y a une pluralité d’engrenages satellites 32 qui sont couplés ensemble par un porte-satellite 34. Le porte-satellite 34 contraint les engrenages satellites 32 à précesser autour de l’engrenage solaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque engrenage satellite 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est couplé par le biais de liaisons 36 à la soufflante 23 afin d’entraîner sa rotation autour de l’axe moteur 9. Radialement vers l’extérieur des engrenages satellites 32 et s’engrenant avec ceux-ci, il y a un anneau ou un engrenage annulaire 38 qui est couplé, par le biais de liaisons 40, à une structure de support stationnaire 24. Il est à noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu’ils sont utilisés ici peuvent être considérés comme signifiant respectivement les étages de turbine à pression la plus basse et les étages de compresseur à pression la plus basse (à savoir, sans comporter la soufflante 23) et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont raccordés ensemble par l’arbre d’interraccordement 26 avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur (à savoir, sans comporter l’arbre de sortie de la boîte de vitesses qui entraîne la soufflante 23). Dans une certaine littérature, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression », appelés ici « turbine à pression intermédiaire », et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu’une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être appelée un premier étage de compression, ou à pression la plus basse. La boîte de vitesses épicycloïdale 30 est montrée à titre d’exemple plus en détail sur la . Chacun de l’engrenage solaire 28, des engrenages satellites 32 et de la couronne dentée 38 comprend des dents autour de leur périphérie pour s’engrener avec les autres engrenages. Cependant, pour la clarté uniquement des portions exemplaires des dents sont illustrées sur la . Il y a quatre engrenages satellites 32 illustrés, bien qu’il soit évident pour le lecteur compétent que plus ou moins d’engrenages satellites 32 peuvent être fournis dans le domaine d’application de l’invention revendiquée. Des applications pratiques d’une boîte de vitesses épicycloïdale satellite 30 comprennent généralement au moins trois engrenages satellites 32. La boîte de vitesses épicycloïdale 30 illustrée à titre d’exemple sur les Figures 2 et 3 est du type satellite, en ce que le porte-satellites 34 est couplé à un arbre de sortie par le biais de liaisons 36, avec la couronne dentée 38 fixée. Cependant, un quelconque autre type adapté de boîte de vitesses épicycloïdale 30 peut être utilisé. À titre d’exemple supplémentaire, la boîte de vitesses épicycloïdale 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la roue dentée (ou anneau) 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement la soufflante 23 est entraînée par la couronne dentée 38. À titre d’exemple alternatif supplémentaire, la boîte de vitesses 30 peut être une boîte de vitesses différentielle dans laquelle la couronne dentée 38 et le porte-satellites 34 sont tous deux autorisés à tourner. On aura à l’esprit que l’agencement montré sur les Figures 2 et 3 est à titre d’exemple uniquement, et diverses alternatives sont dans le domaine d’application de la présente description. Purement à titre d’exemple, un quelconque agencement adapté peut être utilisé pour localiser la boîte de vitesses 30 dans le moteur 10 et/ou pour raccorder la boîte de vitesses 30 au moteur 10. À titre d’exemple supplémentaire, les raccordements (telles que les liaisons 36, 40 dans l’exemple de la ) entre la boîte de vitesses 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 un quelconque degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d’exemple supplémentaire, un quelconque agencement adapté des paliers entre des parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d’entrée et de sortie de la boîte de vitesses et les structures fixes, telles que le carter de boîte de vitesses) peut être utilisé, et la description n’est pas limitée à l’agencement exemplaire de la . Par exemple, où la boîte de vitesses 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l’homme du métier comprendra aisément que l’agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de palier serait typiquement différent de celui montré à titre d’exemple sur la . En conséquence, la présente description s’étend à un moteur à turbine à gaz ayant un quelconque agencement de styles de boîte de vitesses (par exemple, en étoile ou satellite), des structures de support, un agencement d’arbre d’entrée et de sortie, et des emplacements de palier. Éventuellement, la boîte de vitesses peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (p. ex., le compresseur de pression intermédiaire et/ou un surpresseur). D’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peut 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’interraccordement. À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz représenté sur la a une buse à écoulement divisé 18, 20, ce qui signifie que l’écoulement à travers la conduite de dérivation 22 a sa propre buse 18 qui est distincte de et radialement à l’extérieur de la buse de moteur central 20. Cependant, ceci n’est pas limitatif, et un quelconque aspect de la présente description peut également s’appliquer à des moteurs dans lesquels l’écoulement à travers la conduite de dérivation 22 et l’écoulement à travers le noyau 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont) d’une seule buse, qui peut être appelée buse d’écoulement mixte. L’une ou les deux buses (qu’il s’agisse d’un écoulement mixte ou divisé) peut avoir une surface fixe ou variable. Tandis que l’exemple décrit se rapporte à un turboréacteur à double flux, la description peut s’appliquer, par exemple, à un quelconque type de moteur à turbine à gaz, tel qu’un rotor ouvert (dans lequel l’étage de soufflante n’est pas entouré par une nacelle) ou un turbopropulseur, par exemple. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre de boîte de vitesses 30. La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants de celui-ci, est définie par un système d’axe classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée avec l’axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction de bas en haut sur 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 hydrocarboné fossile, tel que du kérosène. Ainsi, le carburant F peut comprendre des molécules d’une ou plusieurs des familles chimiques des n-alcanes, iso-alcanes, cycloalcanes, et aromatiques. En complément ou alternativement, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, autrement connu sous le nom de carburant aviation durable (SAF). Dans chacun des exemples fournis, le carburant F peut comprendre un ou plusieurs oligoéléments comportant, par exemple, du soufre, de l’azote, de l’oxygène, des matières inorganiques, et des métaux. Des performances fonctionnelles d’une composition donnée, ou mélange de carburant destiné à être utilisé pour une mission donnée, peuvent être définies, au moins en partie, par la capacité du carburant à desservir le cycle de Brayton du moteur à turbine à gaz 10. Des paramètres définissant une performance fonctionnelle peuvent comporter, par exemple, une énergie spécifique ; une densité d’énergie ; une stabilité thermique ; et, des émissions comportant des matières particulaires. Une énergie spécifique relativement plus élevée (à savoir, une énergie par unité de masse), exprimée en MJ/kg, peut réduire au moins partiellement le poids de décollage, fournissant ainsi potentiellement une amélioration relative du rendement de carburant. Une densité d’énergie relativement plus élevée (à savoir, l’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 avitaillement. Une stabilité thermique relativement plus élevée (à savoir, une inhibition à la dégradation ou à la cokéfaction de carburant sous contrainte thermique) peut permettre au carburant de supporter des températures élevées dans le moteur et les injecteurs de carburant, fournissant ainsi potentiellement des améliorations relatives du rendement de la combustion. Des émissions réduites, comportant des matières particulaires, peuvent permettre une formation de traînées de condensation réduite, tout en réduisant l’impact environnemental d’une mission donnée. D’autres propriétés du carburant peuvent également être la clé de la performance fonctionnelle. Par exemple, un point de congélation relativement inférieur (°C) peut permettre des missions à longue portée pour optimiser les profils de vol ; les concentrations aromatiques minimales (%) peuvent assurer un gonflement suffisant de certains matériaux utilisés dans la construction de joints toriques et de joints qui ont été préalablement exposés aux carburants à teneurs aromatiques élevées ; 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 spécifique d’une composition donnée, ou mélange de carburant. Les carburants avec des rapports plus élevés d’atomes d’hydrogène sur des atomes de carbone peuvent avoir des énergies spécifiques plus élevées en l’absence de contrainte de liaison. Par exemple, les carburants hydrocarbonés fossiles peuvent comprendre des molécules d’environ 7 à 18 carbones, avec une partie significative d’une composition donnée issue de molécules à 9 à 15 carbones, avec une moyenne de 12 carbones. Un certain nombre de mélanges de carburant aviation durable ont été approuvés pour utilisation, comprenant entre 10 % et 50 % de carburant aviation durable (le reste comprenant un ou plusieurs carburants hydrocarbonés fossiles, tel que le Kérosène), avec des compositions supplémentaires en attente d’approbation. Cependant, on s’attend dans l’industrie aéronautique à ce que des mélanges de carburants aviation durables comprenant jusqu’à (et comportant) 100 % de carburant d’aviation durable (SAF) seront finalement approuvés pour utilisation. Les carburants aviation durables peuvent comprendre un ou plusieurs parmi les n-alcanes, les iso-alcanes, les cyclo-alcanes et les aromatiques, et peuvent être produits par exemple, à partir d’un ou plusieurs parmi le gaz de synthèse (syngaz) ; les lipides (p. ex., les graisses, les huiles et les graisses) ; les sucres ; et les alcools. Ainsi, les carburants aviation durables peuvent comprendre l’un ou les deux d’une teneur plus faible en aromatiques et en soufre, par rapport aux carburants hydrocarbonés fossiles. En complément ou alternativement, les carburants aviation durables peuvent comprendre l’une ou les deux d’une teneur plus élevée en iso-alcanes et en cyclo-alcanes, par rapport aux carburants hydrocarbonés fossiles. Ainsi, dans certains exemples, les carburants aviation durables peuvent comprendre l’une ou l’autre ou les deux d’une densité comprise entre 90 % et 98 % de celle de kérosène et d’un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % de celui de kérosène. En raison au moins en partie de la structure moléculaire de carburants aviation durables, les carburants aviation durables peuvent fournir des effets bénéfiques comportant, par exemple, un ou plusieurs d’une énergie spécifique plus élevée (malgré, dans certains exemples, une densité d’énergie plus faible) ; une capacité thermique spécifique plus élevée ; une stabilité thermique plus élevée ; une lubricité plus élevée ; une viscosité plus faible ; une tension de surface plus faible ; un point de congélation plus faible ; des émissions de suies plus faibles ; et, des émissions de CO 2 plus faibles, par rapport aux carburants hydrocarbonés fossiles (p. ex., lorsqu’ils sont consumés dans l’équipement de combustion 16). En conséquence, par rapport aux carburants hydrocarbonés fossiles, tels que le Kérosène, les carburants aviation durables peuvent conduire à l’une ou les deux d’une diminution relative de la consommation spécifique de carburant, et une diminution relative des coûts de maintenance. Tel que représenté sur les Figures 4, 6 et 10, un aéronef 1 peut comprendre plusieurs réservoirs de carburant 50, 53 ; par exemple un réservoir de carburant primaire, plus grand 50 situé dans le fuselage d’aéronef, et un réservoir de carburant plus petit 53a, 53b situé dans chaque aile. Dans d’autres exemples, un aéronef 1 peut 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 fourni (avec tout le carburant étant stocké dans les ailes de l’aéronef) – on aura à l’esprit que de nombreuses dispositions de réservoir différentes sont envisagées et que les exemples illustrés sont fournis pour faciliter la description et non prévus pour être limitatifs. La , la , et la montrent un aéronef 1 avec un système de propulsion 2 comprenant deux moteurs à turbine à gaz 10. Du carburant d’un système d’apport en carburant à bord de l’aéronef 1 est apporté aux moteurs à turbine à gaz 10. Le système d’apport en carburant des exemples illustrés comprend une seule source de carburant. Par « source de carburant », on entend aux fins de la présente demande, soit 1) un seul réservoir de carburant, soit 2) une pluralité de réservoirs de carburant qui sont interraccordés fluidiquement. Chacune des sources de carburant est agencée pour fournir une source de carburant distincte, à savoir, la première source de carburant peut contenir un premier carburant ayant une caractéristique de carburant différente, ou de multiples caractéristiques de carburant différentes, à partir d’un second carburant contenu dans la seconde source de carburant. Les première et seconde 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 normales de marche). Tel qu’il est utilisé ici, le terme « caractéristiques de carburant » se réfère aux propriétés de carburant intrinsèques ou inhérentes telles que la composition de carburant, non des propriétés variables telles que le volume ou la température. Des exemples de caractéristiques de carburant comportent un ou plusieurs parmi : i. le pourcentage de carburant aviation durable (SAF) dans le carburant, ou une indication que le carburant est un carburant fossile, par exemple, du kérosène fossile, ou un SAF pur ; ii. des paramètres d’une distribution d’hydrocarbures du carburant, tels que : ● la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant, et éventuellement également / alternativement la teneur en hydrocarbures multi-aromatiques du carburant ; ● le rapport hydrogène sur carbone (H/C) du carburant ; ● % d’informations de composition pour certains ou tous les hydrocarbures présents ; iii. la présence ou le pourcentage d’une espèce ou d’un élément particulier, tel que : ● le pourcentage d’espèces contenant de l’azote dans le carburant ; ● la présence ou le pourcentage d’une espèce traceur ou élément de trace dans le carburant (p. ex., une substance à l’état de trace présente de manière inhérente dans le carburant qui peut varier entre les carburants et ainsi utilisée pour identifier un carburant, et/ou une substance ajoutée volontairement pour agir en guise de traceur) ; ● la teneur en naphtalène du carburant ; ● la teneur en soufre du carburant ; ● la teneur en cycloparaffine du carburant ; ● la teneur en oxygène du carburant ; iv. une ou plusieurs propriétés du carburant en cours d’utilisation dans un moteur à turbine à gaz 10, telles que : ● le niveau d’émissions de particules non volatiles (nvPM) ou d’émissions de CO 2 lors de la combustion (une valeur peut être fournie pour une chambre de combustion spécifique étant opérée dans des conditions particulières pour comparer équitablement les carburants ; une valeur mesurée peut être ajustée en conséquence en fonction des propriétés et des conditions de la chambre de combustion) ; ● un niveau de cokéfaction du carburant ; v. une ou plusieurs propriétés du propre carburant, indépendamment d’une utilisation dans un moteur ou une combustion, telles que : ● la stabilité thermique du carburant (p. ex., 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 thermique. Dans le présent exemple, la première 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’ailes est situé dans l’aile gauche et au moins un réservoir de carburant d’ailes est situé dans l’aile droite pour équilibrer. Tous les réservoirs 50, 53 sont interraccordés 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 interraccordés fluidiquement. Dans un autre exemple, les réservoirs de carburant d’ailes 53a, 53b peuvent ne pas être raccordés fluidiquement au réservoir central 50, formant ainsi une seconde source de carburant distincte. À des fins dʼéquilibrage, un ou plusieurs réservoirs de carburant dans lʼaile gauche peuvent être raccordés fluidiquement à un ou plusieurs réservoirs de carburant dans lʼaile droite. Cela peut être fait soit par le biais d’un/du réservoir de carburant central 50 (si ce réservoir ne fait pas partie d’une source de carburant différente), soit par dérivation du ou des réservoirs de carburant 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 seconde source de carburant comprend un réservoir de carburant central supplémentaire. L’interraccordement de fluide entre les réservoirs de carburant d’ailes 53 et le réservoir de carburant central 50 de la première source de carburant peut être fournie pour équilibrer l’aéronef 1. Dans certains exemples, l’allocation de réservoirs de carburant 50, 53 disponibles sur l’aéronef 1 peut être contrainte de telle sorte qu’une première source de carburant et une seconde source de carburant sont chacune sensiblement symétriques par rapport à la ligne centrale de l’aéronef. Dans les cas où une allocation de réservoir de carburant asymétrique est permise, un moyen adapté de transfert de carburant peut être prévu entre des réservoirs de carburant de la première source de carburant et/ou entre des réservoirs de carburant de la seconde source de carburant de telle sorte que la position du centre de masse de l’aéronef peut être maintenue dans des limites latérales acceptables tout au long du vol. Un aéronef 1 peut être avitaillé en raccordant une cuve de stockage de carburant 60, telle que celle fournie par un camion à carburant aéroportuaire, ou un pipeline permanent, à un orifice de raccordement 62 de la ligne de carburant de l’aéronef, par le biais d’une ligne de carburant 61. Une quantité souhaitée de carburant peut être transférée de la cuve de stockage de carburant 60 à l’un ou plusieurs réservoirs 50, 53 de l’aéronef 1. Notamment dans des exemples avec plus d’une source de carburant, dans laquelle différents réservoirs 50, 53 sont à remplir avec des carburants différents, de multiples orifices de raccordement 62 de la ligne de carburant peuvent être pourvus au lieu d’un, et/ou des vannes peuvent être utilisées pour diriger de manière appropriée du carburant. L’aéronef 1 est avitaillé généralement à de multiples aéroports différents, par exemple, au début et à la fin d’un vol longue distance. Tandis qu’il y a des normes auxquelles tous les carburants aviation doivent être conformes, différents carburants aviation ont des compositions différentes, par exemple, en fonction de leur source (p. ex., des sources pétrolières différentes, des biocarburants ou autres carburants aviation synthétiques (souvent décrits comme carburants aviation durables – SAFs), et/ou des mélanges de carburants à base de pétrole, et d’autres carburants) et des quelconques additifs inclus (p. ex., tels que des antioxydants et désactivateurs de métaux, des biocides, des réducteurs statiques, des inhibiteurs de givrage, des inhibiteurs de corrosion) et des quelconques impuretés. De même que variant entre les aéroports et les approvisionneurs de carburant, même pour un aéroport ou un approvisionneur de carburant donné, la composition de carburant aviation disponible peut varier entre les lots. En outre, les réservoirs de carburant 50, 53 de l’aéronef 1 ne sont habituellement pas vidés avant d’être réapprovisionnés pour un vol ultérieur, résultant en des mélanges de différents carburants au sein des réservoirs – effectivement un carburant avec une composition différente résultant du mélange. Différents carburants peuvent avoir des pouvoirs calorifiques différents et/ou des densités différentes, parmi d’autres caractéristiques de carburant. Tel qu’il est utilisé ici, le terme « pouvoir calorifique » désigne le pouvoir de chauffe inférieur (également appelé pouvoir calorifique nette) du carburant, sauf indication contraire. Le pouvoir calorifique net est défini comme la quantité de chaleur dégagée par la combustion d’une quantité spécifiée du carburant, en supposant que la chaleur latente de vaporisation d’eau dans les produits de réaction n’est pas récupérée (à savoir, l’eau produite reste en tant que vapeur d’eau après la combustion). Les pouvoirs calorifiques (également appelées pouvoirs de chauffe) de carburants peuvent être directement déterminés - par exemple, en mesurant l’énergie libérée lorsqu’un certain volume ou masse du carburant est consumé dans le moteur à turbine à gaz 10 – ou calculé à partir d’autres paramètres de carburant ; p. ex., en observant la distribution des hydrocarbures du carburant et le pouvoir calorifique de chaque type d’hydrocarbures constitutifs. Alternativement, ou en complément de manière à fournir une vérification, le pouvoir calorifique peut être déterminé à l’aide de données externes, telles quʼune table de consultation pour une substance traceur dans le carburant, ou des données codées dans un code-barres associé au carburant, ou dʼautres données stockées. La détermination peut donc être réalisée de nombreuses façons différentes. Par exemple : • un code-barres dʼun carburant à ajouter à un réservoir de carburant 50, 53 de lʼaéronef 1 peut être balayé pour lire des données du carburant, ou une substance de traceur (p. ex., un colorant) identifié et des propriétés de carburant consultés en fonction de ce traceur ; • des données peuvent être introduites manuellement, ou transmises à l’aéronef 1 ; • un échantillon de carburant peut être extrait pour une analyse côté sol avant le décollage ; • les propriétés de carburant peuvent être déduites à partir de mesures de l’activité du système de propulsion 2 pendant une ou plusieurs périodes d’opération d’aéronef, p. ex., l’échauffement du moteur, le roulage, le décollage, la montée et/ou la croisière ; et/ou • une ou plusieurs propriétés de carburant peuvent être détectées à bord, éventuellement en vol, par exemple, à l’aide de capteurs en ligne et/ou d’autres mesures. Le pouvoir calorifique du carburant peut par conséquent être consulté, physiquement déterminé à partir des résultats de la combustion (soit sous l’aile, soit hors site), chimiquement déterminé à partir des propriétés chimiques détectées, calculées/déduites à partir d’autres propriétés détectées du carburant (soit sous l’aile ou hors site), ou autrement déterminé ou obtenu. Dans certains exemples, des combinaisons de ces techniques peuvent être utilisées pour déterminer et/ou vérifier une ou plusieurs caractéristiques de carburant, y compris le pouvoir calorifique. Les caractéristiques de carburant peuvent être détectées de diverses manières, à la fois directes (p. ex., à partir de données de capteur correspondant à la caractéristique de carburant en question) et indirectes (p. ex., par déduction ou calcul à partir d’autres caractéristiques ou mesures). Les caractéristiques peuvent être déterminées comme des valeurs relatives par rapport à un autre carburant, ou comme des valeurs absolues. Par exemple, une ou plusieurs des méthodes de détection suivantes peuvent être utilisées : • La teneur en aromatiques ou en cycloparaffine du carburant peut être déterminée en fonction de mesures du gonflement d’un composant capteur fait d’un matériau d’étanchéité tel qu’un matériau de scellement nitrile. • Des substances ou espèces à l’état de trace, soit présentes naturellement dans le carburant ou ajoutées pour agir en guise de traceur, peuvent être utilisées pour déterminer les caractéristiques de carburant telles que le pourcentage de carburant aviation durable dans le carburant ou si le carburant est du 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 comportant la teneur en aromatiques du carburant, la teneur en oxygène du carburant, et la stabilité thermique ou le niveau de cokéfaction du carburant – par exemple en mesurant l’accumulation de dépôts de surface sur le cristal piézoélectrique qui va résulter en un changement en 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 d’opération (telle que pendant le décollage) puis pendant une seconde période d’opération (p. ex., pendant la croisière) comparant ces paramètres collectés à des valeurs attendues si l’on utilise du carburant aux propriétés connues. • Diverses caractéristiques de carburant comportant la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant peuvent être déterminées en fonction des mesures de capteur de la présence, de l’absence, ou du degré de formation de traînées de condensation par la turbine à gaz 10 lors de son opération. • Les caractéristiques de carburant comportant la teneur en hydrocarbures aromatiques peuvent être déterminées en fonction d’une mesure de spectroscopie UV-Vis effectuée sur le carburant. • Diverses caractéristiques de carburant comportant la teneur en soufre, la teneur en naphtalène, la teneur en hydrogène aromatique et le rapport hydrogène sur carbone peuvent être déterminées par la mesure de substances présentes dans les gaz d’échappement émis par le moteur à turbine à gaz 10 lors de son utilisation. • Le pouvoir calorifique du carburant peut être déterminé en cours d’opération de l’aéronef 1 en fonction de mesures prises lorsque le carburant est consumé – par exemple à l’aide du 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 faisant un changement opérationnel agencé pour affecter l’opération du moteur à turbine à gaz 10, la détection d’une réponse au changement opérationnel ; et la détermination de l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant en fonction de la réponse au changement opérationnel. • Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées relativement aux caractéristiques de carburant d’un premier carburant en changeant un carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10 du premier carburant au second carburant, et la détermination de l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant du second carburant en fonction d’un changement dans une relation entre T30 et l’une des T40 et T41 (la relation étant indicative de l’augmentation de température à travers la chambre de combustion 16). Les caractéristiques peuvent être déterminées comme des valeurs relatives par comparaison au premier carburant, ou comme une valeur absolue à titre de référence des valeurs connues pour le premier carburant. Tel qu’il est utilisé ici et abordé ci-dessous, T30, T40 et T41, et des quelconques autres pressions et températures numérotées, sont définies à l’aide de la numérotation de station listée dans la norme SAE AS755, en particulier : • T30 = Température d’évacuation de compresseur haute pression (CHP) ; • T40 = Températures de sortie de combustion ; et • T41 = Température d’entrée de rotor de turbine haute pression (THP). Dans certains exemples, l’obtention du pouvoir calorifique du carburant disponible pour l’aéronef 1 et/ou du carburant déjà à bord de l’aéronef 1 avant l’avitaillement peut comprendre une détermination chimique et/ou physique du pouvoir calorifique du carburant disponible. Des déterminations équivalentes peuvent être effectuées pour le ou les carburants à utiliser pour l’avitaillement – soit à l’aide de tests au sol (p. ex., avant l’avitaillement) ou sur des tests à bord (p. ex., à l’aide d’un ou plusieurs capteurs 204 sur une ligne d’apport en carburant au sein de l’aéronef 1, conduisant à un réservoir 50, 53). Éventuellement, cette détermination peut être ou comprendre le fait d’effectuer une ou plusieurs parmi : (i) l’identification d’un traceur dans le carburant disponible, tel qu’un colorant ou un élément de trace de marqueur, et la consultation d’un pouvoir calorifique correspondant à ce traceur ; (ii) la déduction du pouvoir calorifique d’une ou de plusieurs propriétés physiques et/ou chimiques détectées du carburant disponible, par exemple, à l’aide d’une unité de test au sol pour analyser un échantillon de carburant ; et/ou (iii) la combustion d’un échantillon du carburant disponible pour déterminer son pouvoir calorifique directement, éventuellement à l’aide du moteur à turbine à gaz 10. L’étape de détermination chimique et/ou physique du pouvoir calorifique du carburant disponible peut donc être effectuée sur l’aéronef 1 dans certains exemples. Les inventeurs étaient conscients que, comme différents carburants peuvent avoir des propriétés différentes tout en étant conformes aux normes, la connaissance du ou des carburants disponibles pour un aéronef 1 peut permettre une commande plus efficace, sur-mesure, du système de propulsion 2. Par exemple, le passage à un carburant avec un pouvoir calorifique plus élevée peut permettre une plus petite quantité (masse et/ou volume) de carburant pour répondre aux besoins en énergie d’un aéronef pour un vol. Étant donné que plus de puissance est nécessaire pour soulever une plus grande masse de carburant, prendre suffisamment de carburant pour le vol prévu (dont une marge de sécurité au-dessus de la demande en énergie attendue), mais ne pas remplir complètement le ou les réservoirs 50, 53, peut fournir un bonus de rendement en réduisant le poids de décollage de l’aéronef 1. La connaissance du pouvoir calorifique du carburant peut par conséquent être utilisée en guise d’outil pour améliorer la performance de l’aéronef, p. ex., en évitant de porter un surplus de poids de carburant. Dans lʼexemple représenté sur la , deux capteurs 204a, 204b sont fournis, chacun agencé pour détecter physiquement et/ou chimiquement une ou plusieurs caractéristiques de la composition du carburant étant ajouté au réservoir de carburant 50, 53 lors de l’avitaillement. Une ou plusieurs de ces caractéristiques de carburant peuvent être utilisées pour déduire ou calculer le pouvoir calorifique. Les capteurs peuvent être décrits comme faisant partie d’un système de gestion d’avitaillement 204, 206. Dans des exemples alternatifs, aucun de tels capteurs 204 ne peut être fourni (par exemple, un code-barres associé à la cuve de stockage de carburant 60 peut être lu et les données correspondantes sur le carburant fournies au gestionnaire d’avitaillement 206 plutôt que de détecter des propriétés de carburant), ou plus ou moins, et/ou situés différemment, des capteurs peuvent être fournis. Dans les exemples décrits ici par rapport aux Figures 4 et 5, avant d’avitailler un aéronef 1, une quantité d’énergie requise à un profil de vol prévu de cet aéronef est déterminée. Tel qu’il est utilisé ici, la « quantité d’énergie requise pour un profil de vol prévu » comporte généralement une marge de sécurité au-dessus d’une quantité de carburant calculée nécessaire pour l’aéronef 1, avec sa masse attendue au décollage, pour compléter le vol prévu. La marge de sécurité peut comprendre une autorisation de déroutement possible vers un aéroport de destination alternatif, p. ex., en cas de conditions météorologiques empêchant un atterrissage sécurisé à l’aéroport de destination prévu. Tel qu’il est utilisé ici, le terme « profil de vol » se réfère aux caractéristiques opérationnelles (p. ex., la hauteur/altitude, le réglage de puissance, l’angle de trajectoire de vol, la vitesse air et similaires) d’un aéronef 1 lorsqu’il vole le long d’un parcours de vol, ainsi que le propre parcours/piste de vol (route). Dans la détermination de la quantité d’énergie requise pour compléter un profil de vol prévu, des conditions extérieures peuvent également être considérées (p. ex., la météo, comme les vents contraires dominants peut augmenter l’énergie nécessaire par exemple). En complément ou alternativement, la taille de la marge de sécurité peut être choisie pour couvrir la variation des conditions extérieures. Lorsqu’un aéronef 1 est sur le point d’être avitaillé, dans divers exemples, un pouvoir calorifique du carburant disponible pour l’aéronef 1 (à savoir, le carburant avec lequel l’aéronef doit être avitaillé) est obtenu, éventuellement à l’aide de l’un quelconque des procédés hors site décrit ci-dessus. L’énergie totale spécifique du carburant disponible (soit par unité de masse soit par unité de volume) peut donc être établie. Une quantité de carburant requise pour répondre aux besoins énergétiques du profil de vol peut alors être déterminée. Dans certains cas, un procédé de détermination sous l’aile pourrait être utilisé (p. ex., la combustion d’un échantillon ou l’utilisation de capteurs à bord). Une détermination sous l’aile peut conduire à un besoin de mettre en pause et de redémarrer l’avitaillement alors que la quantité souhaitée de carburant est calculée. Dans de nombreux cas, le ou les réservoirs 50, 53 de l’aéronef 1 ne sont pas totalement vides lorsque l’aéronef 1 doit être avitaillé. Dans de tels cas, le pouvoir calorifique du carburant déjà à bord de l’aéronef 1 est également obtenu, éventuellement en récupérant les caractéristiques du carburant (p. ex., le pouvoir calorifique, ou d’autres propriétés à partir desquelles le pouvoir calorifique peut être calculé) du stockage, et/ou en consumant un échantillon de carburant (p. ex., pendant le roulage) et en mesurant directement le pouvoir calorifique. D’une quantité connue de carburant restant (masse, volume, ou %plein du ou des réservoirs 50, 53) et du pouvoir calorifique connu, l’énergie totale disponible à partir du carburant à bord peut être déterminée. L’énergie totale disponible à partir du carburant à bord peut donc être soustraite de la quantité d’énergie déterminée requise pour le profil de vol prévu pour déterminer une quantité d’énergie nécessaire à ajouter à l’aéronef 1 lors de l’avitaillement. A l’aide de l’énergie spécifique (ou densité d’énergie volumétrique) du carburant disponible, une quantité souhaitée (à savoir, masse ou volume) du carburant disponible à l’aéronef 1 peut donc être calculée. Dans certains exemples, un aéronef 1 peut avoir de multiples réservoirs 50, 53 qui contiennent différents carburants, éventuellement avec des pouvoirs calorifiques différents. La teneur totale en énergie de carburant pour du carburant à bord peut donc être ajoutée à travers les différents réservoirs 50, 53. De même, si un aéronef 1 doit être avitaillé avec plusieurs carburants différents, la quantité déterminée d’énergie requise peut être répartie entre les différents carburants comme souhaité, et une masse ou un volume de chaque carburant à ajouter peut être calculé. L’aéronef 1 peut alors être avitaillé avec la quantité (masse ou volume) calculée du carburant disponible. Dans certains exemples (notamment des exemples dans lesquels la consultation de données a été utilisée pour déterminer un ou plusieurs pouvoirs calorifiques), après l’avitaillement un contrôle est ensuite effectué pour vérifier le pouvoir calorifique du carburant. Le contrôle peut comprendre la mesure du pouvoir calorifique du carburant en cours d’utilisation dans le moteur à turbine à gaz 10, éventuellement lors de l’échauffement du moteur avant le roulage, ou lors du roulage de l’aéronef 1 avant le décollage. Idéalement, les caractéristiques de carburant peuvent être déterminées (et des quelconques contrôles, ou en fonction, des caractéristiques déterminées effectués) avant que l’aéronef 1 ne quitte le sol, dans le cas où le carburant n’est pas comme attendu. Le procédé 2020 effectué dans ces exemples est illustré à la . À l’étape 2022, une quantité d’énergie requise pour un profil de vol prévu, comportant une marge de sécurité, est obtenue. Dans ce contexte, la quantité d’énergie étant « obtenue » signifie qu’une valeur numérique ou une mesure de la quantité d’énergie requise est d’une certaine manière mise à disposition pour une utilisation dans le procédé 2020 - que ce soit par calcul ou autre détermination (p. ex., à partir d’une table de consultation), par communication avec un autre système, par entrée d’un utilisateur (p. ex., à une interface utilisateur graphique), par récupération de la mémoire, ou d’une quelconque autre manière adaptée. Par exemple, le gestionnaire d’avitaillement 206 peut recevoir un message comportant une valeur indicative du besoin énergétique, ou peut calculer une telle valeur en fonction de la connaissance du profil de vol visé et de l’aéronef 1 et de la charge de l’aéronef. À l’étape 2024, un pouvoir calorifique de carburant disponible à l’aéronef 1 est obtenu. Dans ce contexte, le pouvoir calorifique étant « obtenu » signifie à nouveau qu’une valeur numérique ou mesure du pouvoir calorifique est d’une certaine manière mise à disposition pour une utilisation dans le présent procédé 2020. La valeur peut être obtenue d’une quelconque manière adaptée, p. ex., en étant introduite manuellement, par exemple, par le biais d’une interface utilisateur graphique en communication avec le gestionnaire d’avitaillement 206, communiquée électroniquement au gestionnaire d’avitaillement 206, p. ex., par communication filaire ou sans fil à partir d’un lecteur de code-barres suite au balayage d’un code-barres, et/ou déterminée à partir de données de capteur. La valeur peut être stockée pour une utilisation future, éventuellement en mémoire, ou en communication avec, le gestionnaire d’avitaillement 206. Les étapes d’obtention 2022 de la quantité d’énergie requise et d’obtention 2024 d’un pouvoir calorifique du carburant disponible à des fins d’avitaillement peuvent être effectuées dans l’un ou l’autre ordre, ou simultanément. On aura à l’esprit que, si le réservoir 50, 53 n’est pas vide avant l’avitaillement, la teneur en énergie du carburant déjà à bord peut également être obtenue – p. ex., en récupérant un pouvoir calorifique préalablement stocké pour ce carburant, et en calculant la teneur en énergie du carburant restant à titre de référence à lui et la quantité de carburant restant dans le ou les réservoirs 50, 53, ou par calcul à partir de données de capteur. À l’étape 2026, une quantité du carburant disponible nécessaire pour fournir l’énergie requise est calculée, en fonction des valeurs obtenues. La quantité calculée peut être un volume et/ou une masse de carburant – l’avitaillement peut être effectué volumétriquement ou gravimétriquement. Le calcul peut être effectué par le propre gestionnaire d’avitaillement 206 dans certains exemples. Dans des exemples dans lesquels il reste à bord du carburant, l’énergie de ce carburant peut être soustraite de l’énergie nécessaire au profil de vol prévu avant le calcul de la quantité du carburant disponible nécessaire. L’étape 2028, la quantité (masse ou volume) calculée du carburant disponible nécessaire est distribuée de manière à permettre à l’aéronef 1 d’être avitaillé en conséquence. Par exemple, un gestionnaire d’avitaillement 206 peut afficher la quantité à une interface utilisateur graphique, peut transmettre la quantité à un autre système à l’attention d’un technicien d’avitaillement, ou peut fournir la valeur à un système automatisé de manière à amener ce système à terminer automatiquement le processus d’avitaillement, ou à déclencher une alerte, une fois que la quantité calculée de carburant a été fournie. Des valeurs mises à jour pour le pouvoir calorifique du carburant dans le réservoir de carburant 50, 53 après l’avitaillement peuvent être calculées et stockées pour une utilisation future, éventuellement par le gestionnaire d’avitaillement 206. Dans des exemples dans lesquels un aéronef 1 a de multiples réservoirs 50, 53 de carburant qui sont liés fluidiquement de telle sorte que les carburants dans les réservoirs 50, 53 sont équivalents, un seul pouvoir calorifique du carburant peut être stocké et mis à jour. Dans des exemples dans lesquels un aéronef 1 a de multiples réservoirs 50, 53 de carburant qui ne sont pas liés fluidiquement, de telle sorte qu’il peut y avoir des différences entre des carburants dans les différents réservoirs 50, 53, un pouvoir calorifique distinct peut être stocké et mis à jour pour chaque réservoir 50, 53. Le procédé 2020 peut alors être itéré à chaque événement d’avitaillement. Le procédé 2020 peut comprendre en outre la commande 2029 d’un système automatisé d’avitaillement pour avitailler l’aéronef 1 en ligne avec la quantité de carburant calculée. Alternativement, l’avitaillement peut être effectué et/ou terminé manuellement, p. ex., par une personne lisant la quantité calculée délivrée en sortie (masse ou volume) du carburant disponible nécessaire, éventuellement d’un affichage associé à l’orifice de raccordement 62 de la ligne de carburant de l’aéronef. Dans certains exemples, l’avitaillement peut être démarré avant qu’une ou plusieurs des étapes de procédé précédentes 2022-2028 soient effectuées, ces étapes peuvent être effectuées pendant l’avitaillement, et le processus d’avitaillement peut ensuite être terminé lorsque la quantité calculée de carburant a été ajoutée. Dans certains exemples, notamment dans des mises en application dans lesquelles un pouvoir calorifique de carburant est entré manuellement à l’étape 2024, un contrôle peut alors être effectué pour vérifier les données entrées. Le contrôle peut comprendre la mesure du pouvoir calorifique du carburant en cours d’utilisation dans le moteur à turbine à gaz 10, éventuellement lors du roulage de l’aéronef 1 avant le décollage. La détermination du pouvoir calorifique du carburant peut être effectuée par la surveillance de paramètres de moteur pendant une première période de temps d’opération d’aéronef pendant laquelle le moteur à turbine à gaz 10 utilise le carburant ; et la détermination du pouvoir calorifique du carburant en fonction des paramètres de moteur surveillés (par exemple, taux de combustion du carburant, débit de carburant, températures, pressions, poussée générée, vitesse de l’arbre, etc.). En cas de discordance significative entre les valeurs introduites et déterminées, l’aéronef 1 peut retourner au terminal pour une enquête supplémentaire, en guise de mesure de sécurité. Un système de propulsion 2 pour un aéronef 1 peut donc comprendre un gestionnaire d’avitaillement 206 agencé pour : obtenir 2022 une quantité d’énergie requise pour un profil de vol prévu, comportant éventuellement une marge de sécurité ; obtenir 2024 un pouvoir calorifique de carburant disponible pour lʼaéronef ; calculer 2026 la quantité (masse ou le volume) du carburant disponible nécessaire pour fournir l’énergie requise ; et délivrer en sortie 2028 la quantité (masse ou le volume) du carburant disponible nécessaire de manière à permettre à l’aéronef 1 d’être avitaillée en conséquence. Dans certaines mises en application, un gestionnaire d’avitaillement peut être fourni séparément ; non à bord de l’aéronef 1. Éventuellement, un gestionnaire d’avitaillement peut être fourni comme faisant partie d’une station d’avitaillement au sol. Si le profil de vol n’comporte pas de marge de sécurité, ou si des quelconques raisons d’étendre une marge de sécurité sont trouvées (p. ex., des conditions météorologiques défavorables pronostiquées ou charge anormalement élevée), une marge de sécurité (supplémentaire) peut être ajoutée au stade du calcul. Le gestionnaire d’avitaillement 206 peut en outre être agencé pour commander 2029 un système automatisé d’avitaillement de telle sorte qu’il avitaille l’aéronef 1 en ligne avec la quantité calculée de carburant (p. ex., l’ajout de la quantité calculée de carburant uniquement, dans les tolérances). Le gestionnaire d’avitaillement 206 peut être fourni comme une unité de gestion d’avitaillement distincte intégrée dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants (p. ex., comme faisant partie d’un contrôleur électronique de moteur (CEM) 42). Dans certains exemples, le gestionnaire d’avitaillement 206 peut stocker des données de pouvoir calorifique pour un quelconque carburant actuellement dans le ou les réservoirs de l’aéronef 50, 53, et peut amener ces données à être mises à jour après l’avitaillement. Les données peuvent être stockées séparément des circuits effectuant les calculs et récupérées au besoin – quel que soit l’endroit où les données sont stockées, ce stockage peut être considéré comme faisant partie du gestionnaire d’avitaillement 206, qu’il soit ou non intégré ou physiquement raccordé d’une quelconque manière que ce soit. Dans des exemples dans lesquels un pouvoir calorifique est consulté ou lu (p. ex., à partir du balayage dʼun code-barres), cette valeur peut être transférée automatiquement au gestionnaire d’avitaillement 206, ou peut être saisie dans une interface utilisateur, ou associée à, le gestionnaire d’avitaillement 206, p. ex., par un pilote ou un technicien. Dans certaines mises en application, un support non transitoire lisible par ordinateur sur lequel sont stockées des instructions pour amener le procédé 2020 décrit ci-dessus peut être fourni, pour une utilisation sous l’aile ou hors site. Les instructions peuvent amener le processeur à : obtenir 2022 une quantité dʼénergie requise pour un profil de vol prévu dʼun aéronef 1 ; obtenir 2024 un pouvoir calorifique de carburant disponible pour lʼaéronef ; calculer 2026 la quantité du carburant disponible nécessaire pour fournir l’énergie requise ; et délivrer en sortie 2028 la masse ou le volume du carburant disponible nécessaire de manière à permettre à l’aéronef d’être avitaillé en conséquence. Dans des mises en application à avitaillement automatisé, les instructions peuvent en outre être agencées pour amener le processeur à commander 2029 une entrée de carburant vers l’aéronef 1, de telle sorte que l’aéronef est avitaillé avec la quantité calculée du carburant disponible. Dans d’autres mises en application, la sortie peut être lue par une personne qui avitaille alors l’aéronef 1 en conséquence, et/ou utilisée pour fournir une alerte lorsqu’un volume ou une masse de carburant suffisant a été ajouté. Les inventeurs étaient conscients que, étant donné que différents carburants peuvent avoir des propriétés différentes tout en étant conformes aux normes, la connaissance du ou des carburants disponibles à un aéronef 1 peut permettre une commande plus efficace, sur-mesure, du système de propulsion 2. Par exemple, le passage à un carburant avec un pouvoir calorifique plus élevé peut permettre une plus petite quantité de carburant pour répondre aux besoins en énergie d’un aéronef pour un vol. Étant donné que plus de puissance est nécessaire pour soulever une plus grande masse de carburant, prendre suffisamment de carburant pour le vol prévu (dont une marge de sécurité au-dessus de la demande en énergie attendue), mais ne pas remplir complètement le ou les réservoirs, peut fournir un bonus de rendement en réduisant le poids de décollage de l’aéronef. La connaissance du pouvoir calorifique du carburant peut donc être utilisée en guise d’outil pour améliorer la performance de l’aéronef, p. ex., en évitant de porter un surplus de poids de carburant et/ou en jaugeant la probabilité de formation de traînées de condensation derrière un aéronef dans des conditions atmosphériques données. Le pouvoir calorifique d’un ou plusieurs carburants peut être contrôlé par un second procédé pour améliorer la fiabilité, notamment si la connaissance du pouvoir calorifique doit être utilisée d’une quelconque manière qui pourrait influer sur la sécurité (p. ex., assurer suffisamment de carburant à bord pour un atterrissage en toute sécurité à un aéroport de destination). Dans divers exemples tels que décrits par rapport aux Figures 6 à 9, un aéronef 1 reçoit une entrée de données de pouvoir calorifique pour du carburant fourni à l’aéronef 1 lors de l’avitaillement. Par exemple, un code-barres dʼun carburant à ajouter à un réservoir de carburant 50, 53 de lʼaéronef peut être balayé pour lire des données du carburant, ou une substance de traceur (p. ex., un colorant) identifié et des propriétés de carburant consultées en fonction de ce traceur. Alternativement, un pouvoir calorifique peut être fourni à un pilote ou un technicien, p. ex., sur une étiquette écrite ou oralement, pour l’entrée dans un système d’aéronef. Les données de pouvoir calorifique peuvent être introduites manuellement, ou transmises électroniquement à l’aéronef 1. Dans des exemples dans lesquels un pouvoir calorifique est consulté ou lu (p. ex., à partir du balayage d’un code-barres), cette valeur peut être transférée automatiquement à un système de suivi de carburant 203 de l’aéronef 1, ou peut être saisie dans une interface utilisateur du, ou associée à, système de suivi de carburant 203 p. ex., par un pilote ou un technicien. On aura à l’esprit que le contrôle des pouvoirs calorifiques de carburants peut être important, notamment dans des exemples impliquant une entrée manuelle des données de pouvoirs calorifiques. L’entrée reçue des données de pouvoir calorifique du carburant fourni à l’aéronef 1 lors de l’avitaillement peut donc être contrôlée, et une alerte peut être fournie si le pouvoir calorifique déterminé de carburant est incohérent avec l’entrée de données de pouvoir calorifique reçue. Dans lʼexemple représenté sur la , deux capteurs 204a, 204b sont fournis, chacun agencé pour détecter physiquement et/ou chimiquement une ou plusieurs caractéristiques de la composition du carburant étant ajouté au réservoir de carburant 50, 53 lors de l’avitaillement. Une ou plusieurs de ces caractéristiques de carburant peuvent être utilisées pour déduire ou calculer le pouvoir calorifique. Les capteurs 204 peuvent être décrits comme faisant partie d’un système de suivi de carburant 203, qui peut être décrit comme un système de suivi de composition de carburant 203. Dans des exemples alternatifs, aucun de tels capteurs 204 ne peut être fourni (par exemple, un code-barres associé à une cuve de stockage de carburant 60 peut plutôt être lu et les données correspondantes sur le carburant fournies au gestionnaire d’avitaillement 206), ou plus ou moins, et/ou situés différemment, des capteurs peuvent être fournis. Dans de nombreux cas, le ou les réservoirs 50, 53 de l’aéronef 1 ne sont pas totalement vides lorsque l’aéronef 1 doit être avitaillé. Dans de tels cas, le pouvoir calorifique du carburant déjà à bord de l’aéronef 1 est également obtenu, éventuellement en récupérant les caractéristiques du carburant (p. ex., le pouvoir calorifique, ou d’autres propriétés à partir desquelles le pouvoir calorifique peut être calculé) du stockage, et/ou en consumant un échantillon de carburant (p. ex., pendant le roulage) et en mesurant directement le pouvoir calorifique. D’une quantité connue de carburant restant (masse, volume ou %plein du ou des réservoirs), une quantité connue de carburant ajouté, et les pouvoirs calorifiques connus de chacun, le pouvoir calorifique du mélange résultant peut être déterminé le cas échéant (p. ex., où les carburants se mélangent dans le même réservoir ou les réservoirs liés, ou sont mélangés en cours d’utilisation). Dans divers exemples, le pouvoir calorifique du carburant agencé pour être apporté au moteur à turbine à gaz 10 est déterminé. On aura à l’esprit que, dans des mises en application avec de multiples sources de carburant, le carburant agencé pour être apporté au moteur à turbine à gaz 10 peut différer du carburant dans un quelconque réservoir donné 50, 53. Ce carburant peut comprendre un mélange de carburant avec lequel l’aéronef 1 a été récemment avitaillé, et un quelconque carburant restant dans le ou les réservoirs 50, 53 de l’aéronef suite à un événement d’avitaillement antérieur. Dans certains exemples, un échantillon peut être extrait, p. ex., d’un tuyau approchant le moteur à turbine à gaz 10, pour analyse, par exemple, à l’aide d’une unité d’analyse ou laboratoire au sol. Dans des exemples alternatifs ou supplémentaires, la détermination peut être effectuée sous l’aile, à l’aide d’un ou plusieurs capteurs ou d’autres capteurs à bord de l’aéronef 1. Dans des exemples alternatifs ou supplémentaires, le pouvoir calorifique du carburant fourni à l’aéronef 1 lors de l’avitaillement est déterminé par exemple, par un test au sol avant l’événement d’avitaillement, ou par des tests sous l’aile dans un tuyau ou réservoir contenant uniquement le carburant nouvellement ajouté. Dans des exemples avec un système de gestion de carburant actif, il peut être possible d’apporter le nouveau carburant seul au moteur à turbine à gaz 10, indépendamment du fait que le carburant plus ancien soit encore à bord (p. ex., par choix du réservoir/source de carburant), et pour calculer le pouvoir calorifique du nouveau carburant directement à partir de la performance du moteur. Dans des exemples dans lesquels des tests au sol du carburant sont effectués, le pouvoir calorifique du carburant fourni à l’aéronef 1 lors de l’avitaillement peut être déterminé dans une unité de test de carburant 61a. Dans certains exemples, l’unité de test de carburant peut former une partie d’un appareil de livraison de carburant 61. Dans d’autres exemples, une unité de test de carburant 61a peut être fournie par une compagnie aérienne ou un aéroport, ou un échantillon peut être envoyé à un laboratoire pour analyse. L’unité de test 61a de tels exemples peut être fournie hors site à un site d’avitaillement. Dans des exemples dans lesquels des tests sous l’aile du carburant sont effectués, la détermination du pouvoir calorifique du carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 en cours d’utilisation peut être effectuée pendant au moins l’un parmi le roulage de l’aéronef avant le décollage, et lors de la montée. Si un écart suffisamment important est identifié, le vol peut être abandonné sous réserve de revérification du carburant. Dans des exemples dans lesquels des tests sous l’aile du carburant sont effectués, la détermination du pouvoir calorifique du carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 en cours d’utilisation peut être effectuée en brûlant du carburant prélevé dans le réservoir de carburant 50, 53 dans un groupe auxiliaire de puissance de l’aéronef 1 et en mesurant le pouvoir calorifique. Alternativement ou en complément, le moteur à turbine à gaz 10 principal peut être utilisé pour effectuer la combustion. Après l’avitaillement, un contrôle est alors effectué pour vérifier le pouvoir calorifique du carburant à bord de l’aéronef 1. Le contrôle peut comprendre la mesure du pouvoir calorifique du carburant en cours d’utilisation dans le moteur à turbine à gaz 10, éventuellement lors du roulage de l’aéronef 1 avant le décollage. Si un écart entre le pouvoir calorifique déterminé et les données de pouvoir calorifique reçues dépasse un seuil, une alerte peut être fournie – p. ex., une alarme sonore et/ou visuelle, et/ou un message envoyé à un pilote ou à une autre partie responsable. On aura à l’esprit que, lorsque le pouvoir calorifique déterminé est celui d’un mélange de carburant créé à bord de l’aéronef 1, le pouvoir déterminé n’est pas comparé directement aux données de pouvoir calorifique reçues ; à la place, des ajustements sont faits sur l’un ou l’autre pour refléter la contribution du carburant plus ancien. Le procédé 2030 effectué est illustré à la . À l’étape 2032, une entrée de données de pouvoir calorifique d’un carburant fourni à l’aéronef 1 lors de l’avitaillement est reçue. Ces données peuvent être introduites manuellement, transmises au système de suivi de carburant 203, obtenues par la lecture d’un code-barres, ou similaire. L’entrée peut comprendre un pouvoir calorifique du carburant, et/ou peut être agencée pour permettre de déterminer le pouvoir calorifique du carburant (p. ex., calculé ou consulté). L’entrée peut être obtenue d’une quelconque manière appropriée, p. ex., étant introduite manuellement, par exemple, par le biais d’une interface utilisateur graphique en communication avec le système de suivi de carburant 203, et/ou communiquée électroniquement au système de suivi de carburant 203, p. ex., par communication filaire ou sans fil à partir d’un balayeur de code-barres après la lecture d’un code-barres. L’entrée peut être ou comprendre des données de capteur dans certaines mises en application, p. ex., en fournissant une ou plusieurs caractéristiques de carburant chimique ou physique. Un pouvoir calorifique du carburant dans, ou déterminée à partir de, l’entrée peut être stocké pour une utilisation future, éventuellement en mémoire de, ou en communication avec, le système de suivi de carburant 203. À l’étape 2034, un pouvoir calorifique est déterminé pour au moins l’un parmi : (i) le carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 en cours d’utilisation (ce carburant comportant une partie de, ou étant, le carburant fourni à l’aéronef 1 lors de l’avitaillement) ; et (ii) le carburant fourni à l’aéronef 1 lors de l’avitaillement. La détermination 2034 n’utilise pas les données de pouvoir calorifique fournies à l’étape 2032, de telle sorte que les déterminations de pouvoirs calorifiques dans les étapes 2032 et 2034 sont indépendantes l’une de l’autre. La détermination 2034 peut autrement utiliser une quelconque approche décrite ci-dessus. La valeur peut être stockée pour une utilisation future, éventuellement en mémoire, ou en communication avec, le système de suivi de carburant 203. On aura à l’esprit que le carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 en cours d’utilisation peut différer du carburant fourni à l’aéronef 1 lors de l’avitaillement, étant donné qu’un quelconque autre carburant déjà à bord de l’aéronef 1 peut être utilisé (soit en mélangeant dans le même réservoir 50, 53 que le nouveau carburant, soit en étant fourni dans un mélange à partir de sources de carburant à bord différentes). Les étapes 2032 (réception de l’entrée de pouvoir calorifique) et 2034 (détermination du pouvoir calorifique, indépendamment de cette entrée) peuvent être effectuées dans l’un ou l’autre ordre, ou simultanément. À l’étape 2036, une alerte est fournie si le pouvoir calorifique déterminé du carburant est incohérent avec l’entrée de données de pouvoir calorifique reçue. On aura à l’esprit que, si le réservoir 50, 53 n’est pas vide avant l’avitaillement, le pouvoir calorifique de carburant déjà à bord peut également être obtenu – p. ex., en récupérant un pouvoir calorifique préalablement stocké pour ce carburant – et peut également être utilisé dans la détermination 2034 du fait que le pouvoir calorifique déterminé du carburant est ou non incohérent avec l’entrée de données de pouvoir calorifique reçue. Des valeurs mises à jour pour le pouvoir calorifique du carburant dans le réservoir de carburant 50, 53 après l’avitaillement peuvent être calculées et stockées pour une utilisation future, éventuellement par le système de suivi de carburant 203. Dans des exemples dans lesquels un aéronef 1 a de multiples réservoirs 50, 53 de carburant qui sont liés fluidiquement de telle sorte que les carburants dans les réservoirs 50, 53 sont équivalents, un seul pouvoir calorifique du carburant peut être stocké et mis à jour. Dans des exemples dans lesquels un aéronef 1 a plusieurs réservoirs 50, 53 de carburant qui ne sont pas liés fluidiquement, de telle sorte qu’il peut y avoir des différences entre des carburants dans les différents réservoirs 50, 53, un pouvoir calorifique distinct peut être stocké et mis à jour pour chaque réservoir. Le procédé 2030 peut alors être itéré à chaque événement d’avitaillement. Des mises en application du procédé 2030 permettent par conséquent de effectuer un contrôle pour vérifier les données entrées. Le contrôle peut comprendre la mesure du pouvoir calorifique du carburant en cours d’utilisation dans le moteur à turbine à gaz 10, éventuellement lors de l’échauffement du moteur 10 ou du roulage de l’aéronef 10 avant le décollage. La détermination 2034 du pouvoir calorifique du carburant peut être effectuée par la surveillance de paramètres de moteur pendant une première période de temps d’opération d’aéronef pendant laquelle le moteur à turbine à gaz 10 utilise le carburant ; et la détermination du pouvoir calorifique du carburant en fonction des paramètres de moteur surveillés (par exemple, taux de combustion de carburant, températures, pressions, poussée générée par la ou les vitesses de l’arbre, etc.). En cas de discordance significative entre les valeurs introduites et déterminées, l’aéronef 1 peut retourner au terminal pour une enquête supplémentaire, en guise de mesure de sécurité, et/ou une commande de système de propulsion en fonction de la connaissance du pouvoir calorifique de carburant peut ne pas être effectuée. Un système de propulsion 2 pour un aéronef peut donc comprendre un système de suivi de carburant 203 agencé pour : recevoir une entrée de données de pouvoir calorifique de carburant fourni à lʼaéronef 1 lors de l’avitaillement ; déterminer au moins l’un parmi : i. le pouvoir calorifique de carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 en cours d’utilisation ; et ii. le pouvoir calorifique du carburant fourni à l’aéronef 1 lors de l’avitaillement ; et fournir une alerte si le pouvoir calorifique déterminé est incohérent avec l’entrée de données de pouvoir calorifique reçue. Le système de suivi de carburant 203 peut être fourni comme une unité de suivi de carburant distincte intégrée dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants. Dans certains exemples, le système de suivi de carburant 203 peut stocker des données de pouvoir calorifique pour un quelconque carburant actuellement dans le ou les réservoirs de l’aéronef 50, 53, et peut amener ces données à être mises à jour après l’avitaillement. Les données peuvent être stockées séparément des circuits effectuant les calculs et récupérées au besoin – quel que soit l’endroit où les données sont stockées, ce stockage peut être considéré comme faisant partie du système de suivi de carburant 203, qu’il soit ou non intégrante ou physiquement raccordé d’une quelconque manière que ce soit. Le système de suivi de carburant 203 comprend un suiveur de composition de carburant 202. Le suiveur de composition de carburant 202 de l’exemple étant décrit comprend une mémoire 202a agencée pour stocker les données actuelles de caractéristiques de carburant (en particulier, des pouvoirs calorifiques), et des circuits de traitement 202c agencés pour calculer des valeurs mises à jour pour la ou les caractéristiques de carburant du carburant dans le réservoir de carburant 50, 53 après l’avitaillement. Les valeurs calculées peuvent alors remplacer les données de caractéristiques de carburant précédemment stockées dans la mémoire, et/ou être horodatées et/ou datées et ajoutées à la mémoire. Un journal des données de caractéristiques de carburant avec le temps peut donc être assemblé. Le suiveur de composition de carburant 202 de l’exemple montré comporte également un récepteur 202b agencé pour recevoir des données se rapportant à la composition de carburant (p. ex., un pouvoir calorifique, ou des données qui peuvent être utilisées pour déterminer le pouvoir calorifique) et/ou des demandes pour des informations de composition de carburant. Le suiveur de composition de carburant 202 de l’exemple montré comporte également un module de sortie 202c agencé pour fournir une alerte si le pouvoir calorifique déterminé de carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10 et/ou du carburant nouvellement ajouté est incohérent avec l’entrée de données de pouvoir calorifique reçue, par exemple en envoyant un signal à une alarme ou à un autre système. Dans des exemples dans lesquels un pouvoir calorifique est consulté ou lu (p. ex., à partir du balayage dʼun code-barres), cette valeur peut être automatiquement transférée au suiveur de composition de carburant 202, ou peut être saisie dans une interface utilisateur du, ou associée à, suiveur de composition de carburant 202, p. ex., par un pilote ou un technicien. Dans certaines mises en application, le procédé de contrôle de pouvoir calorifique 2030 peut être incorporé dans un procédé d’avitaillement 2020 tel que décrit précédemment par rapport à la , comme illustré sur la . Dans de telles mises en application, le suiveur de composition de carburant 202 peut également être appelé gestionnaire d’avitaillement, ou peut faire partie d’un gestionnaire d’avitaillement 206. À l’étape 2022, une quantité d’énergie requise pour un profil de vol prévu, comportant facultativement une marge de sécurité, est obtenue. Dans ce contexte, la quantité d’énergie « obtenue » signifie qu’une valeur numérique ou une mesure de la quantité d’énergie requise est d’une certaine manière mise à disposition pour une utilisation dans le procédé 2020, 2030 - que ce soit par calcul ou autre détermination (p. ex., à partir d’une table de consultation), par communication avec un autre système, par entrée d’un utilisateur (p. ex., à une interface utilisateur graphique), par récupération de la mémoire, ou d’une quelconque autre manière adaptée. Par exemple, le gestionnaire d’avitaillement 202, 206 peut recevoir un message comportant une valeur indicative du besoin énergétique, ou peut calculer une telle valeur en fonction de la connaissance du profil de vol visé et de l’aéronef 1 et de la charge de l’aéronef. Le terme « profil de vol » est utilisé comme défini ci-dessus. À l’étape 2032, une entrée de données de pouvoir calorifique d’un carburant fourni à l’aéronef 1 lors de l’avitaillement est fournie, tel que décrit ci-dessus. Les étapes 2022 et 2032 peuvent être effectuées dans l’un ou l’autre ordre, ou simultanément. On aura à l’esprit que, si le réservoir 50, 53 n’est pas actuellement vide, la teneur en énergie du carburant déjà à bord peut également être obtenue – p. ex., en récupérant un pouvoir calorifique préalablement stocké pour ce carburant, et en calculant la teneur en énergie du carburant restant en référence à lui et la quantité de carburant restant dans le ou les réservoirs 50, 53. À l’étape 2026, une quantité du carburant disponible nécessaire pour fournir l’énergie requise est calculée, en fonction des valeurs obtenues. La quantité calculée peut être un volume et/ou une masse de carburant – l’avitaillement peut être effectué volumétriquement ou gravimétriquement. Le calcul peut être effectué par le propre gestionnaire d’avitaillement 206 dans certains exemples. Dans des exemples dans lesquels il reste à bord du carburant, l’énergie de ce carburant peut être soustraite de l’énergie nécessaire au profil de vol prévu avant le calcul de la quantité du carburant disponible nécessaire. L’étape 2028, la quantité (masse ou volume) calculée du carburant disponible nécessaire est distribuée de manière à permettre à l’aéronef 1 d’être avitaillé en conséquence. Par exemple, un gestionnaire d’avitaillement 206 peut afficher la quantité à une interface utilisateur graphique, peut transmettre la quantité à un autre système à l’attention d’un technicien d’avitaillement, ou peut fournir la valeur à un système automatisé de manière à amener ce système à terminer automatiquement le processus d’avitaillement, une fois que la quantité calculée de carburant a été fournie. Des valeurs mises à jour pour le pouvoir calorifique du carburant dans le réservoir de carburant 50, 53 après l’avitaillement peuvent être calculées et stockées pour une utilisation future, éventuellement par le gestionnaire d’avitaillement 202, 206. Dans des exemples dans lesquels un aéronef 1 a de multiples réservoirs 50, 53 de carburant qui sont liés fluidiquement de telle sorte que les carburants dans les réservoirs 50, 53 sont équivalents, un seul pouvoir calorifique du carburant peut être stocké et mis à jour. Dans des exemples dans lesquels un aéronef 1 a plusieurs réservoirs 50, 53 de carburant qui ne sont pas liés fluidiquement, de telle sorte qu’il peut y avoir des différences entre des carburants dans les différents réservoirs 50, 53, un pouvoir calorifique distinct peut être stocké et mis à jour pour chaque réservoir. Le procédé 2020 peut comprendre en outre la commande 2029 d’un système automatisé d’avitaillement pour avitailler l’aéronef 1 en ligne avec la quantité de carburant calculée. Alternativement, l’avitaillement 2029 peut être effectué manuellement, p. ex., par une personne lisant la quantité calculée distribuée (masse ou volume) du carburant disponible nécessaire, éventuellement d’un affichage associé à l’orifice de raccordement 62 de la ligne de carburant de l’aéronef. Dans certains exemples, l’avitaillement peut être démarré avant qu’une ou plusieurs des étapes 2022 à 2028 soient effectuées ; ces étapes peuvent être effectuées pendant l’avitaillement, et le processus d’avitaillement peut alors être terminé lorsque la quantité calculée de carburant a été ajoutée. Un contrôle 2034, 2036 est alors effectué pour vérifier les données entrées, tel que décrit ci-dessus. Le contrôle peut comprendre la mesure 2034 du pouvoir calorifique du carburant en cours d’utilisation dans le moteur à turbine à gaz 10, éventuellement lors de l’échauffement du moteur ou du roulage de l’aéronef 10 avant le décollage. La détermination 2034 du pouvoir calorifique du carburant peut être effectuée par la surveillance de paramètres de moteur pendant une première période de temps d’opération d’aéronef pendant laquelle le moteur à turbine à gaz 10 utilise le carburant ; et la détermination du pouvoir calorifique du carburant en fonction des paramètres de moteur surveillés (p. ex., taux de combustion de carburant, températures, vitesses d’arbre, pressions, poussée générée, etc.). En cas de discordance significative entre les valeurs introduites et déterminées, une alerte est fournie 2036 et l’aéronef 1 peut retourner au terminal pour une enquête supplémentaire, en guise de mesure de sécurité. Le contrôle peut être effectué pendant ou après l’avitaillement. Le procédé 2020, 2030 peut alors être itéré à chaque événement d’avitaillement. Dans certains exemples, le système de suivi de carburant 203 peut donc être agencé en outre pour : obtenir 2022 une quantité d’énergie requise pour un profil de vol prévu, comportant la marge de sécurité ; obtenir 2032 un pouvoir calorifique de carburant disponible à lʼaéronef ; calculer 2036 la quantité (masse ou le volume) du carburant disponible nécessaire pour fournir l’énergie requise ; et délivrer en sortie 2038 la quantité (masse ou le volume) du carburant disponible nécessaire de manière à permettre à l’aéronef d’être avitaillé en conséquence. Dans de tels exemples, le système de suivi de carburant 203 peut être appelé gestionnaire d’avitaillement 206. On aura à l’esprit que les exemples décrits par rapport aux Figures 4 et 5 peuvent donc être combinés avec les exemples décrits par rapport aux Figures 6 à 9. Dans de tels exemples, le calcul de la masse ou du volume du carburant disponible nécessaire pour fournir l’énergie requise comprend l’obtention d’un pouvoir calorifique de carburant déjà dans le réservoir de carburant 50, 53, et la soustraction de celui-ci de l’énergie nécessaire au profil de vol prévu. Le procédé peut comprendre en outre le calcul d’un pouvoir calorifique du carburant mélangé après l’avitaillement. Le pouvoir calorifique de carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 peut uniquement être déterminé comme étant incohérent avec l’entrée de données de pouvoir calorifique reçue lorsque le pouvoir calorifique calculé pour le carburant mélangé ne correspond pas au pouvoir calorifique déterminé de carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 en cours d’utilisation. Les inventeurs étaient conscients que, étant donné que différents carburants peuvent avoir des propriétés différentes tout en étant conformes aux normes, la connaissance du ou des carburants disponibles à un aéronef 1 peut permettre une commande plus efficace, sur-mesure, du système de propulsion. Par exemple, le changement à un carburant avec un pouvoir calorifique plus élevé peut permettre un débit plus faible de carburant pour répondre à des besoins en énergie d’un aéronef à un point particulier dans l’enveloppe de vol, fournissant donc potentiellement plus de carburant à des systèmes auxiliaires (p. ex., des actionneurs hydrauliques au carburant ou des échangeurs de chaleur fioul) si le débit pompé total est constant. La connaissance du pouvoir calorifique du carburant peut par conséquent être utilisée en guise d’outil pour améliorer la performance de l’aéronef en vol même s’il n’est pas connu au point d’avitaillement, p. ex., en jaugeant la probabilité de formation de traînées de condensation derrière un aéronef 1 dans des conditions atmosphériques données et en changeant de source de carburant ou d’altitude en cours de vol. En outre, la détermination en vol du pouvoir calorifique peut être utilisée comme un contrôle pour vérifier les données fournies ou avant l’avitaillement. Comme abordé ci-dessus, les pouvoirs calorifiques (également appelés pouvoirs de chauffe) de carburants peuvent être directement déterminés - par exemple, en mesurant l’énergie libérée lorsqu’un certain volume ou masse du carburant est consumé dans le moteur à turbine à gaz 10 – ou calculé à partir d’autres paramètres de carburant. Dans les exemples étant actuellement décrits, par rapport aux Figures 10 à 12, le pouvoir calorifique du carburant est directement déterminé en mesurant l’énergie libérée (ou en prenant des mesures qui permettent de déduire l’énergie libérée) lorsqu’un certain volume ou masse du carburant est consumé au sein d’un moteur à turbine à gaz 10, 44 de l’aéronef 1. La performance du propre moteur à turbine à gaz principal/propulsif 10 et/ou d’un moteur à turbine à gaz d’un groupe auxiliaire de puissance (APU) 44 est donc utilisée pour déterminer cette caractéristique de carburant. En plus du système de propulsion 2 décrit par rapport aux Figures 4 et 6, un système d’alimentation 4 de la mise en application représenté sur la comporte un groupe auxiliaire de puissance (APU) 44. Le terme plus général de « système d’alimentation » 4 peut être utilisé à la place du système propulsif 2 lorsque le système 2,4 ne fournit pas uniquement de la puissance propulsive, ou bien lorsque le système 4 ne fournit aucune puissance propulsive. Un système de propulsion 2 est un exemple de système d’alimentation 4. 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 une alimentation électrique aux systèmes de l’aéronef 1 ; par exemple, l’éclairage, le chauffage, la climatisation et/ou similaire. L’APU 44 peut être, par exemple, un APU dans les séries Honeywell’s 331, tel que le groupe auxiliaire de puissance HGT1700 (APU). Dans certaines mises en application, l’APU 44 peut être certifié pour son utilisation en vol ; dans d’autres mises en application, il peut être certifié pour une utilisation au sol uniquement. Un aéronef APU 44 est généralement agencé pour être démarré à l’aide d’une ou plusieurs batteries d’aéronef de manière à 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 application 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 application alternatives, lʼAPU peut être situé différemment (p. ex., au sein dʼune nacelle 21 de lʼaéronef 1), et/ou peut fournir une certaine puissance propulsive. Dans lʼexemple représenté sur la , le réservoir de carburant central 50 est agencé pour apporter du carburant à lʼAPU 44 ; les agencements d’avitaillement peuvent varier dans d’autres exemples. Les paramètres de moteur pendant une première période de temps d’opération d’aéronef pendant laquelle le moteur à turbine à gaz 10, 44 utilise le carburant sont détectés, et éventuellement surveillés au fil du temps. Ces paramètres peuvent comporter un ou plusieurs parmi la poussée/propulsion fournie, le volume (ou la masse) de carburant utilisé dans un temps donné (p. ex., calculé à partir d’un débit de pompage de carburant / débit de carburant, en tenant compte d’un rapport de déversement de pompe le cas échéant), la température d’échappement, une ou plusieurs vitesses d’arbre, une ou plusieurs lectures de température d’autres composants / dans d’autres emplacements, et/ou une ou plusieurs mesures de pression. Dans certains exemples, on peut supposer que 100 % du carburant amené à une chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10 est complètement consumé. Dans d’autres exemples, différentes hypothèses sur la complétude de la combustion peuvent être faites si applicable. Des capteurs 224, par exemple, des capteurs de température 224a et des capteurs de pression 224b, peuvent être fournis en association avec le ou chaque moteur à turbine à gaz 10 de manière à surveiller la performance du moteur à turbine à gaz 10. En fonction des paramètres moteurs surveillés, un pouvoir calorifique du carburant peut alors être déterminé. Comme abordé ci-dessus, on aura à l’esprit que le contrôle de pouvoirs calorifiques de carburants peut être important, notamment dans des exemples impliquant une entrée manuelle des données de pouvoirs calorifiques. Le pouvoir calorifique déterminé peut donc être contrôlé par une seconde détermination (et éventuellement également des déterminations supplémentaires), et/ou utilisé pour contrôler une valeur introduite manuellement (ou autrement fournie), et une alerte peut être fournie si le pouvoir calorifique déterminé du carburant est incohérent avec l’entrée de données de pouvoir calorifique reçue. Des exemples tels que décrits actuellement par rapport aux Figures 10 à 12 peuvent donc être combinés avec des exemples décrits précédemment par rapport aux Figures 6 à 9. Dans divers exemples, un aéronef 1 reçoit une entrée de données de pouvoir calorifique pour du carburant fourni à l’aéronef 1 lors de l’avitaillement et une comparaison de la valeur entrée avec la valeur déterminée peut fournir cette vérification. Par exemple, un code-barres dʼun carburant à ajouter à un réservoir de carburant 50, 53 de lʼaéronef 1 peut être balayé pour lire des données du carburant, ou une substance de traceur (p. ex., un colorant) identifiée et des propriétés de carburant consultées en fonction de ce traceur. Alternativement ou en complément, un pouvoir calorifique peut être fourni à un pilote ou un technicien, p. ex., sur une étiquette écrite ou oralement, pour l’entrée dans un système d’aéronef. Les données de pouvoir calorifique peuvent par conséquent être introduites manuellement, ou transmises à l’aéronef 1. Dans des exemples dans lesquels un pouvoir calorifique est consulté ou lu (p. ex., à partir du balayage d’un code-barres), cette valeur peut être transféré automatiquement à un système de suivi de carburant 203 de l’aéronef 1, ou peut être saisie dans une interface utilisateur du, ou associée à, système de suivi de carburant 203 p. ex., par un pilote ou un technicien. Dans certaines mises en application, le pouvoir calorifique déterminé en mesurant ou en déterminant autrement l’énergie libérée lorsqu’un certain volume ou masse du carburant est consumé peut être vérifié à l’encontre d’une valeur déterminée d’une manière différente, tel qu’un quelconque des procédés de détermination décrits ci-dessus. Le pouvoir calorifique du carburant peut donc être déterminé physiquement à partir des résultats de la combustion sous l’aile, et éventuellement vérifié avec des valeurs fournies à l’aéronef 1, déterminées chimiquement à partir des propriétés chimiques détectées, ou calculées à partir d’autres propriétés de carburant détectées (soit sous l’aile, soit hors site), par exemple à l’aide de l’une quelconque des techniques de détection décrites ci-dessus. Dans des exemples alternatifs ou supplémentaires, le processus de détermination du pouvoir calorifique en fonction de la performance du moteur peut être répété, et les valeurs comparées, fournissant ainsi un contrôle selon la même approche. Dans des exemples alternatifs ou supplémentaires, un pouvoir calorifique en fonction de la performance du moteur peut être déterminé dans deux moteurs différents, fournissant ainsi un contrôle ; p. ex., deux moteurs de turbine à gaz propulsifs 10 différents, ou un moteur à turbine à gaz propulsif 10 et un moteur de turbine à gaz APU 44. La répétition de la détection et de la détermination de manière à obtenir un second pouvoir calorifique peut être décrite comme effectuant le même procédé dans une seconde période de temps. Les première et seconde périodes de temps peuvent être à des stades différents d’opération d’aéronef (p. ex., des opérations au sol par opposition à la croisière, à la montée par opposition à la croisière, ou à la croisière à une première altitude par opposition à la croisière à une seconde altitude), ou peuvent être au même stade d’opération d’aéronef - par conséquent, dans certains cas, aucun changement ne peut être apporté à la commande du système de propulsion et/ou les conditions ambiantes peuvent être les mêmes entre les deux périodes de temps, de telle sorte que les mêmes valeurs des paramètres surveillés (au sein des erreurs/variation naturelle) seraient attendues. Si un écart entre le pouvoir calorifique déterminé et les données de pouvoir calorifique reçues dépasse un seuil, une alerte peut être fournie – p. ex., une alarme sonore et/ou visuelle, et/ou un message envoyé à un pilote ou à une autre partie responsable. On aura à l’esprit que, lorsque le pouvoir calorifique déterminé est celui d’un mélange de carburant créé à bord de l’aéronef 1, le pouvoir déterminé n’est pas comparé directement aux données de pouvoir calorifique reçues ; à la place, des ajustements sont faits sur l’un ou l’autre pour refléter la contribution du ou des carburants différents. Si un écart suffisamment important est identifié, le vol peut être interrompu sous réserve d’une revérification du carburant, et/ou aucun commande spécifique au carburant du système de propulsion 2 ne peut être effectuée. Dans certains exemples, un aéronef 1 peut comprendre de multiples réservoirs 50, 53 de carburant, et deux ou plusieurs des réservoirs de carburant peuvent contenir différents carburants, qui peuvent avoir des pouvoirs calorifiques différents. Dans de tels cas, une détermination du pouvoir calorifique pour le carburant dans chaque réservoir 50, 53 peut être faite – par exemple à l’aide d’un système de gestion de carburant pour fournir initialement 100 % de carburant à partir d’un réservoir, et faire une première détermination, puis à l’aide du système de gestion de carburant pour fournir initialement 100 % de carburant à partir de l’autre réservoir, et faire une seconde détermination. En variante ou en complément, des pouvoirs calorifiques pour deux (ou plusieurs) mélanges différents des deux (ou plusieurs) carburants différents peuvent être déterminés à partir des performances du moteur sur les mélanges spécifiques, et des pouvoirs calorifiques des carburants dans les réservoirs individuels 50, 53 peuvent être calculés en fonction de ces déterminations. Dans d’autres cas de ce type, les deux ou plusieurs carburants différents peuvent toujours être fournis dans le même rapport dans un mélange, et le pouvoir calorifique du mélange peut donc être la seule valeur d’intérêt. Dans les exemples décrits ici, le pouvoir calorifique de carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 en cours d’utilisation est déterminé. Ce carburant peut comprendre un mélange de carburant avec lequel l’aéronef 1 a été récemment avitaillé, et un quelconque carburant restant dans le ou les réservoirs 50, 53 de l’aéronef suite à un événement d’avitaillement antérieur, et peut comprendre un mélange de carburants à partir de réservoirs différents. La ou les déterminations sont effectuées dans un première stade d’opération d’aéronef, et les résultats peuvent alors être utilisés pour influer sur la commande du système de propulsion 2, ou de l’aéronef 1 plus généralement, dans un ou plusieurs stades ultérieurs d’opération d’aéronef. Par exemple, la détermination du pouvoir calorifique du carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 en cours d’utilisation peut être réalisée pendant le roulage de l’aéronef 1 avant le décollage, et/ou pendant d’autres opérations au sol, et le résultat peut être utilisé pour influer sur la commande pendant un ou plusieurs parmi le décollage, la montée et la croisière. Notamment dans des mises en application dans lesquelles un groupe auxiliaire de puissance 44 est utilisée pour la détermination, la détermination peut même être effectuée à une porte dʼaéroport, avant que le ou les moteurs de turbine à gaz principaux 10 ne soient allumés. Alternativement, la détermination peut être effectuée dans des conditions de croisière et les résultats utilisés pour influencer la commande ultérieurement dans le vol, p. ex., pendant la croisière ultérieurement dans le même vol. On aura à l’esprit que les conditions de croisière représentent généralement une grande proportion de la plupart des vols commerciaux, et que l’optimisation de la commande du système de propulsion pour la croisière fournit donc une optimisation pour l’essentiel de l’enveloppe de vol dans la plupart des cas. Le procédé 2040 effectué est illustré à la . À l’étape 2042, des paramètres de moteur sont détectés ou surveillés pendant une première période de temps dans laquelle un carburant d’intérêt est consumé dans un moteur à turbine à gaz 10, 44 de l’aéronef 1. Cette période de temps peut être décrite comme une première période de temps d’opération de l’aéronef, et peut se produire à un quelconque point d’opération d’aéronef, y compris lorsque l’aéronef 1 est stationnaire (p. ex., à une porte). Notamment dans des exemples dans lesquels les paramètres de moteur sont surveillés alors que l’aéronef 1 est stationnaire, le moteur à turbine à gaz utilisé peut être un APU 44 de l’aéronef 1, plutôt qu’un des moteurs 10 agencés principalement pour fournir une puissance propulsive. La première période de temps peut être une période au ralenti au démarrage initial du moteur. Ceci peut permettre de déterminer le pouvoir calorifique de carburant avant que le vol ne commence, et l’opération du moteur 10 peut par la suite varier en fonction du pouvoir calorifique déterminé. Le procédé 2040 décrit ici peut donc être utilisé comme faisant partie d’un schéma de commande active. À titre d’exemple de paramètres de moteur surveillés, le débit de carburant massique dans la chambre de combustion 16, la vitesse d’arbre d’un ou plusieurs arbres 26, 27 du moteur 10, et/ou une ou plusieurs pressions et températures peuvent être détectées – soit instantanément en un point dans la première période de temps, soit avec une surveillance sur la première période de temps. Le débit de carburant dans la chambre de combustion 16 peut être mesuré directement – de nombreux aéronefs 1 actuels ont un débitmètre de carburant à cet emplacement, et un compteur pourrait être ajouté si non. Alternativement, le débit de carburant à l’entrée de la chambre de combustion peut être déduit de données collectées ailleurs – p. ex., à partir de la position d’une soupape doseuse de carburant (de telles soupapes fournissent couramment une rétroaction de position), ou d’une ou plusieurs pompes ou débitmètres situés ailleurs. Dans des exemples avec une pompe volumétrique plutôt qu’une pompe gravimétrique, le débit massique peut être calculé à partir du débit volumétrique et de la densité de carburant, ou le calcul de pouvoir calorifique peut être réglé en conséquence. En outre, on aura à l’esprit que l’aéronef 1 actuel surveille systématiquement une ou plusieurs vitesses d’arbre, et que ces informations, comme d’autres données, sont souvent fournies à un contrôleur électronique de moteur (CEM) 42. L’étape 2042 peut donc être effectuée sans nécessiter aucuns nouveaux capteurs. À l’étape 2044, un pouvoir calorifique est déterminé pour le carburant consumé, à l’aide dus paramètres de moteur surveillés. Par exemple, le débit massique de carburant utilisé pour obtenir une vitesse donnée de l’arbre basse pression, 26, ou bien la vitesse de l’un quelconque des arbres moteur 26, 27, peut être utilisé pour calculer le pouvoir calorifique du carburant (soit directement soit à l’aide d’une table de consultation de valeurs connues). Dans certaines mises en application, une mesure instantanée peut être effectuée de manière à déterminer un pouvoir calorifique. Dans d’autres cas, les paramètres (p. ex., le débit de carburant et la vitesse d’arbre) peuvent être surveillés sur une période d’opération plus longue du même carburant, par exemple, pour améliorer la fiabilité du calcul. Le changement de relation entre le débit massique de carburant et la vitesse d’arbre peut être d’au moins environ 1:1 pour le changement de pouvoir calorifique du carburant (en supposant qu’il n’y a pas d’engrenage de l’arbre). Dans certaines mises en application, des mesures peuvent être prises à la fois dans la première période de temps dans laquelle le premier carburant d’intérêt est consumé dans un moteur à turbine à gaz 10 et dans une seconde période de temps dans laquelle un second carburant d’intérêt est consumé dans le moteur à turbine à gaz 10. Autre que le changement de carburant, toutes les autres options de commande de moteur / toutes autres caractéristiques d’opération de moteur peuvent être maintenues constantes entre les première et seconde périodes de temps, de telle sorte que le changement de carburant est la seule variable et une réponse du système (en termes de changement à un ou plusieurs des paramètres surveillés) peut être attribuée au changement de carburant seul. Le changement de relation entre le débit massique de carburant et la vitesse de l’arbre choisi peut avoir une relation proche de 1:1 au changement de pouvoir calorifique. Le pouvoir calorifique du second carburant peut donc être déterminé en fonction de la connaissance du pouvoir calorifique du premier carburant, éventuellement comme une valeur relative par comparaison avec celle du premier carburant. En guise d’alternative à la prise en compte de la vitesse d’arbre, le débit de carburant massique peut être maintenu constant lors du changement de carburant, et un changement (le cas échéant) dans l’augmentation de température à travers la chambre de combustion 16 pris en compte. La température de sortie de chambre de combustion - T40 - peut être comparée à la température de sortie de compresseur - T30 - pour obtenir une mesure de ce changement de température (avec la température de sortie de compresseur correspondant étroitement à la température d’entrée de chambre de combustion). Tel qu’il est utilisé ici, T30 et T40, et des quelconques autres températures numérotées, sont définies à l’aide de la numérotation de station listée dans la norme SAE AS755, en particulier : • T30 = Température de sortie de compresseur haute pression (CHP) • T40 = Températures de sortie de combustion Dans les moteurs actuels 10, T40 n’est généralement pas mesuré directement à l’aide de la technologie de mesure conventionnelle, comme des thermocouples, du fait de la haute température. Une mesure de température directe peut être prise optiquement mais, alternativement ou en complément, une valeur pour T40 peut plutôt être modélisée ou déduite à partir d’autres mesures (p. ex., à l’aide de lectures à partir de thermocouples utilisés pour la mesure de température à d’autres stations et la connaissance de l’architecture et de propriétés thermiques du moteur à turbine à gaz). Pour un carburant avec un pouvoir calorifique plus élevé, une augmentation de l’élévation de température à travers la chambre de combustion (T40-T30) serait attendue, et vice versa , si le débit de carburant massique et le changement de température de chambre de combustion peuvent être utilisés en guise d’alternative à la vitesse de l’arbre, ou en guise de contrôle d’un calcul en fonction de la vitesse d’arbre. Pour les exemples listés, le calcul d’un changement de pouvoir calorifique lors de changement de carburant est décrit. On aura à l’esprit que des valeurs absolues peuvent être calculées, mais que la consultation d’un changement de vitesse d’arbre et/ou d’élévation de température de chambre de combustion (ou d’un autre paramètre) pour un débit massique fixe de carburant peut offrir une précision améliorée dans les cas où il y a des limites de précision pertinentes sur la façon dont le débit massique de carburant peut être mesuré. Lorsque des changements sont évalués, tel que décrit ci-dessus, il peut être souhaitable d’avoir les première et seconde périodes de temps aussi proches que raisonnablement possibles – un petit intervalle peut être laissé pour garantir un changement complet de carburant dans la chambre de combustion 16 et permettre à de quelconques effets transitoires de passer. La taille de l’intervalle requise (le cas échéant) peut dépendre du débit de carburant à la condition d’opération. Le moteur à turbine à gaz 10 réagit généralement quasi instantanément (en une seconde) aux différences de carburant une fois que le carburant atteint la chambre de combustion 16, et des sondes de vitesse utilisées pour des mesures de vitesse d’arbre ont généralement une constante de temps faible. Dans des conditions de puissance relativement faible, de faible débit de carburant, un intervalle d’une dizaine de secondes à partir du moment où le carburant entrant dans le mât qui raccorde le moteur 10 à la cellule de l’aéronef 1 peut être utilisé. À une puissance plus élevée, lorsque le débit de carburant peut être quatre fois plus élevé ou plus, et un intervalle de 2 à 3 secondes à partir du changement de carburant à l’entrée du pylône peut être approprié. On aura à l’esprit que le temps de déplacement d’un réservoir de carburant au moteur 10 peut varier en fonction de l’emplacement du réservoir ainsi que du débit de carburant, et peut être accommodé en conséquence avec la connaissance de l’aéronef 1 spécifique - l’entrée de pylône est donc mentionnée ici pour faciliter la généralisation, bien que le changement de temps à partir de l’ouverture ou de la fermeture d’une soupape au niveau ou à proximité d’un réservoir de carburant 50, 53, ou l’activation ou la désactivation d’une pompe à carburant 108, puisse être utilisé dans diverses mises en application, avec l’intervalle calculé en référence au temps d’écoulement de carburant entre le point d’intérêt et le moteur 10. L’intervalle peut donc être agencé pour permettre le temps nécessaire pour chasser le premier carburant des tuyaux d’apport en carburant et pour que le second carburant atteigne la chambre de combustion 16, ainsi qu’un nouvel état statique à atteindre. En outre, les mesures peuvent être moyennées sur une période de temps (p. ex., 5 secondes jusqu’à 30 secondes) dans chaque période de temps, ou dans la seconde période de temps uniquement, et de quelconques tendances examinées, pour contrôler qu’un nouvel état stable a été atteint et/ou pour améliorer la fiabilité. Dans d’autres exemples, le propre comportement transitoire peut être utilisé dans la détermination – aucun intervalle ne peut être laissé dans de tels cas, et des paramètres peuvent être surveillés pendant une seule période de temps couvrant le changement. Dans certaines mises en application, le système de propulsion 2 de l’aéronef 1 peut alors être commandé 2046 de manière différente en fonction du pouvoir calorifique déterminé du carburant. Le procédé 2040 peut également être utilisé pour obtenir des mesures quasi-instantanées en cours de vol, par exemple, le contrôle du pouvoir calorifique du carburant lorsque le carburant est aspiré dans un réservoir différent 50, 53 ou une combinaison de réservoirs. Ce procédé 2040 peut alors être utilisé comme faisant partie d’un schéma de commande active pour commander l’opération subséquente du moteur à turbine à gaz 10. Un changement de pouvoir calorifique peut être détecté, p. ex., en fonction d’un changement de la relation entre le débit de carburant et la vitesse d’arbre, et la performance de moteur peuvent être commandée en conséquence, par exemple en changeant un ou plusieurs parmi le débit de carburant ; le déversement de pompe ; l’altitude ; l’étagement de l’aube de guidage (où des aubes à position variable sont fournies) ; et le carburant (où de multiples carburants différents sont disponibles à bord de l’aéronef 1). Ainsi, une fois que le ou les pouvoirs calorifiques d’un ou plusieurs carburants à bord de l’aéronef 1 ont été déterminés, le système de propulsion 2 peut être commandé en fonction du ou des pouvoirs calorifiques déterminés, par exemple, par : • Le changement d’un paramètre d’opération dʼun système de gestion thermique de lʼaéronef 1 (p. ex., un échangeur de chaleur carburant-huile), ou en changeant la température de carburant apportée à la chambre de combustion 16 du moteur 10. • Lorsque plus d’un carburant est stocké à bord d’un aéronef 1, le choix du carburant à utiliser pour lequel des opérations (p. ex., pour des opérations au sol par opposition au vol ou pour des opérations avec des demandes de poussée différentes) peuvent être faites en fonction du carburant. Un système de distribution de carburant peut donc être commandé de manière appropriée en fonction des caractéristiques de carburant. • Le réglage d’une ou plusieurs surfaces de commande de vol de l’aéronef 1 de manière à changer de route et/ou d’altitude en fonction de la connaissance du pouvoir calorifique du ou des carburants. • Le changement du pourcentage de déversement d’une pompe à carburant 108 (à savoir, la proportion de carburant pompé remis en circulation au lieu d’être passé vers la chambre de combustion 16, comme abordé plus en détail ci-dessous). La pompe 108 et/ou une ou plusieurs soupapes peuvent donc être commandées de manière appropriée en fonction des caractéristiques de carburant. • Le changement de la planification d’aubes de guidage à admission variable (VIGV, Variable Inlet Guide Vane ). Les VIGV peuvent donc être déplacés, ou un mouvement des VIGV est annulé, le cas échéant en fonction des caractéristiques de carburant. On aura à l’esprit que le débit de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 est généralement déjà mesuré dans les moteurs à turbine à gaz modernes 10, avec un débitmètre de carburant gravimétrique étant souvent fourni. Des conversions peuvent être réalisées si applicable où un débitmètre volumétrique est fourni. En outre, le débit de carburant peut en complément ou alternativement être déduit de la position d’une soupape de dosage de carburant qui commande l’écoulement de fluide dans la chambre de combustion 16 et/ou d’autres circuits – de telles soupapes de dosage de carburant fournissent généralement une rétroaction de position, mais, surtout en croisière par opposition au ralenti, une précision améliorée peut être fournie par un débitmètre en aval de la fonction de dosage de carburant. De même, les vitesses d’arbre sont déjà enregistrées dans les moteurs à turbine à gaz modernes 10, donc aucun matériel / capteur supplémentaire ne peut être requis pour mettre en application le procédé 2040 décrit ici. Le procédé 2040 peut donc être mis en application dans un logiciel, éventuellement comme faisant partie du CEM 42, sans nécessiter de quelconques modifications physiques du moteur à turbine à gaz 10. Un système de propulsion 2, ou autre système de puissance 4 tel qu’abordé ci-dessus, pour un aéronef 1 peut donc comprendre un suiveur de carburant 202 agencé pour : surveiller 2042 des paramètres de moteur pendant une première période de temps d’opération dʼaéronef pendant laquelle un moteur à turbine à gaz 10, 44 utilise le carburant ; et déterminer 2044 un pouvoir calorifique du carburant en fonction des paramètres de moteur surveillés. Le suiveur de carburant 202 peut alors fournir le pouvoir calorifique déterminé en guise de sortie. Le pouvoir calorifique déterminé peut être fourni à un système de commande d’aéronef 42, par exemple, pour être utilisé pour influer sur la commande 2046 du système de propulsion 2. Le suiveur de carburant 202 peut être fourni comme une unité de gestion d’avitaillement distincte intégrée dans le système de propulsion 2, et/ou en tant que logiciel et/ou matériel incorporé dans les systèmes de commande d’aéronef préexistants. Dans certains exemples, le suiveur de carburant peut stocker des données de pouvoir calorifique pour un quelconque carburant actuellement dans le ou les réservoirs de l’aéronef 50, 53, et peut amener ces données à être mises à jour suivant de nouvelles déterminations (p. ex., déclenchées par l’avitaillement). Les données peuvent être stockées séparément des circuits effectuant les calculs et récupérées au besoin – quel que soit l’endroit où les données sont stockées, ce stockage peut être considéré comme faisant partie du suiveur de carburant 202, qu’il soit ou non intégrante ou physiquement raccordé d’une quelconque manière que ce soit. Le suiveur de carburant 202 peut faire partie d’un système de suivi de carburant 203. Le système de suivi de carburant 203 comprend le suiveur de composition de carburant 202. Le suiveur de composition de carburant 202 de l’exemple étant décrit comprend une mémoire 202a agencée pour stocker des valeurs reçues pour les paramètres de moteur surveillés et des pouvoirs calorifiques de carburant déterminés, et un circuit de traitement 202c agencé pour calculer des pouvoirs calorifiques en fonction des valeurs reçues pour les paramètres de moteur surveillés. Le pouvoir calorifique calculé peut alors remplacer des données de caractéristiques de carburant précédemment stockées dans la mémoire, et/ou être horodaté et/ou daté et ajouté à la mémoire. Un journal de données de caractéristiques de carburant (notamment, le pouvoir calorifique, bien que d’autres caractéristiques peuvent également être stockés) avec le temps peut donc être assemblé. Le système de suivi de carburant 203 comprend, ou est en communication avec, un ou plusieurs capteurs 224. Les capteurs 224, par exemple, des capteurs de température 224a et des capteurs de pression 224b, sont associés à un moteur à turbine à gaz 10 de manière à surveiller la performance du moteur à turbine à gaz 10. Les données de ces capteurs sont utilisées, éventuellement en conjonction avec d’autres données fournies, pour calculer le pouvoir calorifique de carburant en fonction de la performance du moteur lorsque ce carburant est brûlé. Le suiveur de composition de carburant 202 de l’exemple montré comporte également un récepteur 202b agencé pour recevoir des données se rapportant à la composition de carburant (comportant les paramètres de moteur surveillés, ou des valeurs calculées ailleurs à partir de ceux-ci) et/ou des demandes pour des informations de composition de carburant et/ou des demandes pour des informations de composition de carburant. Le suiveur de composition de carburant 202 de l’exemple représenté comporte également un module de sortie 202d. Dans certaines mises en application, le module de sortie 202d peut être agencé pour fournir une alerte si le pouvoir calorifique déterminé de carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 est incohérent avec une entrée de données de pouvoir calorifique reçue, par exemple en envoyant un signal à une alarme ou à un autre système. Dans certains exemples, le système de suivi de carburant 203 peut donc être agencé en outre pour : recevoir une entrée de données de pouvoir calorifique de carburant dans un aéronef 1, fourni à lʼaéronef 1 lors de l’avitaillement ; comparer les données de pouvoir calorifique entrées au pouvoir calorifique déterminé ; et fournir une alerte si le pouvoir calorifique déterminé de carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 est incohérent avec lʼentrée de données de pouvoir calorifique reçue. Dans des mises en application alternatives ou supplémentaires, le module de sortie 202d peut envoyer un message – par exemple, comprenant un pouvoir calorifique de carburant, ou une instruction de commande en fonction du pouvoir calorifique - à un système de commande d’aéronef 42, p. ex., un contrôleur électronique de moteur (CEM), de manière à influer sur la commande du système de propulsion 2 en fonction des caractéristiques de carburant. Les inventeurs étaient conscients que, étant donné que différents carburants peuvent avoir des propriétés différentes tout en étant conformes aux normes, la connaissance du ou des carburants disponibles à un aéronef 1 peut permettre une commande plus efficace, sur-mesure, du système de propulsion 2, et en particulier il peut être approprié de changer de taux de déversement autour d’une pompe à carburant 108 du moteur à turbine à gaz 10. Par exemple, le changement à un carburant avec un pouvoir calorifique plus élevé peut permettre un plus petit débit de carburant à la chambre à combustion 16 pour répondre à des besoins en énergie d’un aéronef en un point particulier dans l’enveloppe de vol, fournissant donc potentiellement plus de carburant à des systèmes auxiliaires (p. ex., des actionneurs hydrauliques au carburant ou des échangeurs de chaleur au fioul) si le débit pompé total est constant. Tel que représenté sur les Figures 4, 6 et 10 et décrit ci-dessus, un aéronef 1 peut comprendre plusieurs réservoirs de carburant 50, 53 ; par exemple un réservoir de carburant primaire, plus grand 50 situé dans le fuselage d’aéronef, et un réservoir de carburant plus petit 53a, 53b situé dans chaque aile. Dans d’autres exemples, un aéronef 1 peut n’avoir qu’un seul réservoir de carburant 50. De nombreux agencements de réservoir de carburant différents sont possibles tel que décrit ci-dessus, et les réservoirs 50, 53 peuvent former une seule source de carburant, ou de multiples sources de carburant. Le carburant utilisé dans un moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef peut donc varier pendant le vol (où un aéronef 1 a de multiples sources de carburant distinctes) ainsi qu’entre les vols (étant donné qu’un aéronef 1 peut être avitaillé avec un carburant différent). Les réservoirs 50, 53 peuvent contenir différents carburants – par exemple, avec un réservoir 50 contenant un carburéacteur de kérosène et un autre réservoir 53 contenant un SAF, ou un mélange kérosène-SAF. Les différents carburants peuvent être mélangés en route vers la chambre de combustion 16. Le pourcentage de SAF dans un carburant apporté au moteur 10 peut donc varier entre 0 % et 100 % pendant l’opération de l’aéronef 1 dans certains exemples. Le SAF peut avoir une densité (ρ) comprise entre 90 % et 98 % de la densité de kérosène. Le SAF peut avoir un pouvoir calorifique, (PC) comprise entre 101 % et 105 %, le pouvoir calorifique de kérosène (pouvoir calorifique étant tel que défini ci-dessus). Par exemple, le pouvoir calorifique de kérosène peut être de 43,1 MJ/kg (avec un PC minimum courant permis dans la spécification de carburant de 42,8 MJ/kg), alors que le pouvoir calorifique de SAF peut être de 44,2 MJ/kg. Le pouvoir calorifique et la densité de mélanges de carburant peuvent varier en conséquence avec une densité de 90 à 100 % de ceux du kérosène et un pouvoir calorifique de 100 % à 105 % de deux du kérosène. L’aéronef 1 des exemples étant actuellement décrits comprend une pompe à carburant 108 agencée pour pomper du carburant depuis l’un ou plusieurs réservoirs 50, 53 vers le moteur à turbine à gaz 10. La pompe à carburant 108 a une admission 108a agencée pour recevoir du carburant et une sortie 108b par le biais de laquelle du carburant quitte la pompe 108. Le carburant reçu peut être d’un seul réservoir, ou peut être un mélange à partir d’une combinaison de réservoirs 50, 53. Le carburant amené au moteur à turbine à gaz 10 peut donc avoir une composition différente d’un quelconque carburant stocké dans un réservoir dans certains exemples. Le carburant peut traverser un ou plusieurs éléments d’une unité de gestion de la chaleur, ou d’autres composants de moteur, en route vers l’entrée 108a de la pompe 108. En outre, le carburant quittant la pompe 108 n’est pas apportée en totalité à la chambre de combustion 16 ; une partie est plutôt remise en circulation (« déversement »), et le carburant remis en circulation forme généralement une proportion du carburant entrant dans l’admission de pompe 108a. La proportion de carburant traversant la pompe 108 qui est remise en circulation est appelée le déversement ou le pourcentage de déversement, à savoir : Le carburant remis en circulation peut comporter du carburant renvoyé directement à partir de la sortie de pompe 108b à l’admission de pompe 108a, par exemple par le biais d’une ligne de retour de carburant 46 ( , écoulement S 1 ). Dans d’autres exemples, aucune ligne de retour de carburant 46 ne peut être présente. Le carburant remis en circulation peut comporter du carburant dévié de l’entrée de chambre de combustion pour servir d’autres rôles dans des systèmes auxiliaires ou des composants de moteur ( , écoulement S 2 ), par exemple avec le carburant agissant en guise de milieu caloporteur dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur, ou en tant que fluide de travail dans un ou plusieurs actionneurs hydrauliques au carburant. En outre, une partie du carburant remis en circulation peut être renvoyée vers un réservoir de carburant 50, 53 avant utilisation ultérieure. Le carburant déversé ( , écoulement S 1 et S 2 ) peut donc être utilisé pour effectuer des fonctions de moteur ainsi que pour permettre à une pompe 108 d’être opérée avec un débit défini même lorsqu’il y a des fluctuations de demande de carburant de chambre de combustion. Tel qu’il est utilisé ici, « déversement » comporte par conséquent du carburant utilisé pour une quelconque autre finalité que d’être amené dans la chambre de combustion 16, pas seulement du carburant envoyé directement de la sortie de pompe 108b à l’admission de pompe 108a ou renvoyé à un réservoir 50, 53. Lorsqu’un aéronef 1 est opéré avec du kérosène en croisière, des déversements de 70 à 85 % sont communs, avec le déversement atteignant souvent 98 % au ralenti au vol. Les niveaux précis de déversement dépendent d’une ou plusieurs parmi les conceptions d’aéronefs et de moteurs, la demande de poussée, la température ambiante, l’altitude et le stade de croisière (p. ex., en raison d’un poids plus élevé de l’avion en raison du carburant supplémentaire, et souvent d’une altitude plus basse, au début de la croisière, et un aéronef plus léger et souvent plus haut en fin de croisière). Un déversement minimum d’au moins 5 % ou 10 % peut être défini pour s’assurer qu’un carburant suffisant est fourni aux systèmes auxiliaires 45. La pompe 108 peut être dimensionnée pour la poussée maximale au décollage (PMD) d’un aéronef 1, éventuellement à basse altitude. Environ 10 % de la capacité totale de la pompe peuvent généralement être comptabilisées pour fournir des systèmes auxiliaires 45 à PMD. En croisière par rapport à PMD, une pompe 108 avec une vitesse de rotation liée à un arbre moteur va toujours tourner très rapidement, mais l’écoulement demandé par la chambre de combustion 16 sera significativement plus faible qu’à PMD ; la fraction d’écoulement excédentaire déversé est donc généralement beaucoup plus élevée en croisière qu’à PMD. Une nouvelle pompe 108 sur un quelconque moteur 10 aura généralement une certaine capacité supplémentaire (en effet un apport excessif en carburant) car il est attendu que sa performance se détériore avec le temps - le % de l’écoulement total déversé peut donc être supérieur pour les nouvelles pompes 108 que pour les pompes plus anciennes. On aura à l’esprit que les exigences totales de soutirage de carburant pour les systèmes auxiliaires 45, etc. sont fonction du nombre de systèmes auxiliaires avec un apport en carburant, de ce que sont les exigences de ces systèmes 45 en termes d’écoulement, et lorsque l’écoulement est requis (p. ex., les actionneurs hydrauliques au carburant ne se déplacent généralement pas tous en même temps). Une marge de capacité de réserve est généralement également fournie de telle sorte que le carburant déversé est généralement plus disponible que nécessaire. Un ou plusieurs capteurs peuvent être fournis pour détecter directement le déversement. Par exemple, le débit de carburant dans la chambre de combustion 16 peut être mesuré directement – de nombreux aéronefs 1 actuels ont un débitmètre de carburant à cet emplacement, et un compteur pourrait être ajouté si non – ou déduit à partir de mesures autre part, et soustrait d’une valeur d’écoulement de sortie de pompe, Q, connue pour fournir une mesure de l’écoulement de carburant remis en recirculation. Les inventeurs étaient conscients que, comme différents carburants peuvent avoir des propriétés différentes tout en restant conformes aux normes, l’utilisation de SAF ou de mélanges kérosène-SAF peut modifier le déversement souhaité dans des conditions données. En particulier, la teneur en SAF augmente, un déversement souhaité peut généralement diminuer. Une ou plusieurs soupapes associées à la pompe 108, avec la ligne de retour de carburant 46, et/ou aux systèmes ou composants auxiliaires à l’aide du carburant 45 peuvent être utilisées pour commander le déversement. La pompe 108 et les soupapes (non illustrées) et les lignes d’apport en carburant les raccordant ensemble forment un système d’apport en carburant 230, comme illustré sur la et la . Un rapport de déversement de changement de carburant, R d , est défini comme : R d est donc égal à 1 lorsque X=0, à savoir, lorsque le carburant est un carburant kérosène pur, mais varie lorsque X augmente. On aura à l’esprit que, dans le calcul de R d , les conditions sont considérées comme identiques à l’exception du changement de carburant - à savoir, le même moteur 10, le même stade de vol, la même altitude, etc. Dans divers exemples, X % est d’au moins 30 % (X ≥ 30), et R d est supérieur ou égal à 1,003. Dans divers exemples, lorsque le mélange de carburant est de 50 % de SAF en poids (X = 50), le rapport de déversement de changement de carburant est d’au moins 1,0066, et lorsque X=100 de telle sorte que le carburant est pur, le rapport de déversement de changement de carburant est d’au moins 1,0138. La relation suivante peut s’appliquer dans divers exemples où X % est d’au moins 10 %, et éventuellement d’au moins 30 %, illustrant la relation entre %SAF et le déversement : , Le système d’apport en carburant 230 est agencé pour apporter du carburant à la chambre de combustion 16 à un débit d’énergie, C, éventuellement mesuré en Mega Watts, mW. Ce débit d’énergie, C, peut être commandé pour satisfaire/égaler la demande d’énergie de la chambre de combustion pour obtenir une puissance de sortie/poussée donnée dans des conditions données. En définissant la densité de kérosène comme ρK, le pouvoir calorifique de kérosène comme PC K et la densité et le pouvoir calorifique du carburant apporté à la chambre de combustion 16 comme ρF et PC F , respectivement, il s’est avéré avantageux de commander le débit de la pompe, Q, et le rapport de déversement en fonction des propriétés de carburant et de la demande d’énergie de la chambre de combustion de telle sorte que : Dans divers exemples, le moteur à turbine à gaz 10 est agencé de telle sorte que, pour un moteur 10 avec une poussée maximale au décollage dans la plage allant de 400 kN à 500 kN, en croisière : où Q est mesuré en gallons impériaux par heure, PC en CHU/lb et ρ en lb par gallon impérial. La conversion des unités pour mesurer Q en litres/seconde, PC en MJ/kg et ρ en kg par litre donne : Dans divers exemples, le moteur à turbine à gaz 10 est agencé de telle sorte que, pour un moteur 10 avec une poussée maximale au décollage dans la plage allant de 300 kN à 350 kN, a relation suivante maintient en croisière : où Q est mesuré en gallons impériaux par heure, PC en CHU et ρ en livres par gallon impérial. La conversion des unités pour mesurer Q en litres/seconde, PC en MJ/kg et ρ en kg par litre donne : Le rapport de déversement de changement de carburant, R d , peut donc être commandé en fonction des propriétés d’écoulement de sortie de pompe et de carburant. Comme mentionné précédemment, un déversement souhaité peut varier en fonction d’une ou plusieurs parmi la température ambiante, l’altitude et l’étape de croisière. R d peut donc varier en conséquence. Dans divers exemples, R d est diminué de moins de 0,15 %, et éventuellement de plus de 0,1 %, entre le début et la fin de la croisière, pour une température et une altitude constantes. Dans divers exemples, R d est diminuée d’au moins 0,11 % lorsque l’altitude augmente d’au moins 600 m. Un procédé 3000 effectué dans certains modes de réalisation est illustré sur la . L’étape 3002, un carburant d’un ou plusieurs des réservoirs de carburant 50, 53 est apporté au moteur à turbine à gaz 10. Le carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 comprend X % de SAF, où X % est dans la plage allant de 5 % à 100 %, avec un quelconque reste de carburant étant du kérosène. La densité de carburant est notée ρ F et son pouvoir calorifique comme PC F . Corrélativement, ρ K et PC K sont utilisés pour le kérosène. Dans certaines mises en application, à l’étape 3004, le système de propulsion 2 est commandé de telle sorte que : le rapport de déversement de changement de carburant, R d : est égal à : Où Q est le débit de carburant à la sortie de pompe, et C est le débit d’énergie de carburant entrant dans la chambre de combustion. Le rapport de déversement de changement de carburant R d peut donc être commandé en fonction de la connaissance du carburant et de l’opération actuelle du moteur. Le pouvoir calorifique et/ou la densité du carburant peuvent être déterminés ou autrement obtenus à l’aide d’une quelconque ou plusieurs des approches décrites ci-dessus. La commande 3004 peut être répétée et mise à jour itérativement si/lorsque le carburant change. Dans des mises en application alternatives ou supplémentaires, et lorsque le carburant apporté à la chambre de combustion 16 à l’étape 3002 comprend au moins 30 % de SAF (à savoir, ) à l’étape 3004, le système de propulsion 2 est commandé de telle sorte que : est supérieur ou égal à 1,003. Dans diverses mises en application de ce type, le déversement est commandé de telle sorte que : . Par exemple, lorsque X est 50, le rapport de déversement de changement de carburant peut être d’au moins 1,0066, et lorsque X est 100, de telle sorte que le carburant est du SAF pur, et le rapport de déversement de changement de carburant peut être d’au moins 1,0138. Dans diverses mises en application du procédé 3000, le moteur à turbine à gaz 10 peut être agencé de telle sorte que et/ou le moteur à turbine à gaz 10 est agencé de telle sorte que , et éventuellement . Dans d’autres mises en application, en particulier dans des mises en application dans lesquelles un pouvoir calorifique du carburant n’est pas connue, le procédé 3000 peut être inversé - au lieu de commander R d en fonction de l’activité du moteur et des propriétés de carburant, R d peut être ajusté de manière itérative lors du changement à un nouveau carburant jusqu’à ce qu’un débit d’énergie souhaité, C, vers la chambre de combustion 16 soit atteint pour un débit de sortie de pompe connu (p. ex., défini ou détecté) Q. Le changement de déversement, tel que capturé dans le rapport R d , peut donc être utilisé pour déterminer le pouvoir calorifique d’un nouveau carburant, si la densité de carburant est connue, ou une valeur du pouvoir calorifique multipliée par la densité de carburant si non. Un changement de R d peut donc être utilisé pour déterminer les propriétés de carburant. Un système de propulsion 2 pour un aéronef 1 selon les exemples étant actuellement décrits peut donc comprendre un moteur à turbine à gaz 10 et un ou plusieurs réservoirs de carburant 50, 53 agencés pour contenir du carburant pour apporter du carburant au moteur à turbine à gaz 10, un ou plusieurs des réservoirs 50, 53 contenant du carburant aviation durable – SAF – soit seul ou comme faisant partie d’un mélange. Le SAF a une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique, PC K , de kérosène. Le moteur à turbine à gaz 10 de nombreux exemples comprend un noyau de moteur 11 comprenant une turbine 19, une chambre de combustion 16, un compresseur 14, et un arbre central 26 raccordant la turbine au compresseur ; et une soufflante 23 située en amont du noyau de moteur, la soufflante comprenant une pluralité d’aubes de soufflante et étant agencée pour être entraînée par une sortie de l’arbre de noyau 26 ; en plus de la pompe à carburant 108. La pompe à carburant 108 est agencée pour apporter un carburant d’un ou plusieurs des réservoirs de carburant 50, 53 au moteur à turbine à gaz 10 et fournit un débit volumétrique de sortie de pompe, Q. La pompe à carburant 108 a une admission 108a agencée pour recevoir le carburant de l’un ou plusieurs réservoirs de carburant 50, 53 et une évacuation 108b agencée pour fournir du carburant au moteur à turbine à gaz 10, et est agencée pour remettre en circulation à nouveau (déverser) l’excès de carburant de l’évacuation à l’admission (directement ou indirectement), le pourcentage de carburant passant par la pompe qui est remis en circulation étant appelé un pourcentage de déversement. Le carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 comprend X % de SAF, où X % est dans la plage allant de 5 % à 100 %, et est éventuellement au moins 30 %, avec un quelconque reste de carburant étant du kérosène. Le carburant apporté au moteur à turbine à gaz 10 a une densité, ρ F , et un pouvoir calorifique PC F . Le système de propulsion 2 est agencé de sorte que le rapport de déversement de changement de carburant, R d , est tel que décrit ci-dessus. Les inventeurs ont également constaté qu’une mesure de la masse et du volume du carburant F utilisé par l’aéronef peut être utilisée pour la détermination des caractéristiques du carburant. Dans un exemple, une telle mesure d’une masse et d’un volume de carburant peut être effectuée pendant un processus d’avitaillement dans lequel du carburant est chargé sur l’aéronef. La illustre un aéronef 1 qui est raccordé à une cuve de stockage de carburant 60 pour l’avitaillement tel que décrit ci-dessus. La cuve de stockage de carburant 60 peut être portée par un véhicule d’apport en carburant (p. ex., un camion-citerne) ou peut être une cuve de stockage fixe à partir de laquelle l’aéronef 1 peut être avitaillé. L’aéronef 1 comprend un orifice de raccordement 62 de la ligne de carburant qui est couplé à une ligne de chargement de carburant 61 pendant l’avitaillement. La ligne de chargement de carburant 61 peut comprendre un tuyau de carburant de conception connue. L’orifice de raccordement 62 de la ligne de carburant est couplé fluidiquement aux réservoirs de carburant 53, 55 de l’aéronef 1 par une ou des lignes de transmission de carburant 63 à bord de l’aéronef de manière à ce que le carburant reçu par le biais de la ligne de chargement de carburant 61 est transféré et stocké dans les réservoirs de carburant 53, 55. La ligne de chargement de carburant 61 et la ligne de transmission de carburant 63 peuvent former ensemble une ligne d’apport en carburant utilisée pour apporter du carburant aux réservoirs de carburant 53, 55 à bord de l’aéronef 1 depuis le réservoir de stockage de carburant 60. Dans certains exemples, la ou les lignes de transmission de carburant 63 peuvent ne pas être présentes, le carburant étant plutôt distribué directement à partir d’un orifice de raccordement de ligne de carburant pour chaque réservoir de carburant (ou ensemble de réservoirs de carburant interraccordés). En référence à nouveau à la , l’aéronef 1 comprend en outre un système de détermination de caractéristiques de carburant 102. Le système de détermination de caractéristiques de carburant 102 est agencé pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant chargé, ou qui a été chargé, sur l’aéronef 1, ces caractéristiques étant l’une quelconque parmi celles décrites ou revendiquées ici. Le système de détermination de caractéristiques de carburant 102 comprend généralement un capteur de masse 103, un capteur de volume 104 et un module de détermination de caractéristiques de carburant 105. Le capteur de masse 103 est agencé pour mesurer une masse de carburant chargée sur l’aéronef 1. Dans l’exemple décrit ici, le capteur de masse 103 est agencé pour mesurer un débit massique de carburant au fur et à mesure qu’il s’écoule de l’orifice de raccordement 62 de la ligne de carburant aux réservoirs de carburant 55, 53 à bord de l’aéronef 1. Le capteur de masse dans cet exemple peut être un débitmètre massique agencé pour mesurer la masse de fluide passant devant un point fixe au sein de la ligne d’apport en carburant par unité de temps. Le point auquel le débit massique est mesuré peut être à un quelconque point en amont des réservoirs de carburant d’aéronef 53, 55 dans lesquels le carburant est stocké de sorte que le débit massique de carburant étant chargé sur l’avion 1 peut être mesuré. Dans le présent exemple, le capteur de débit massique 103 est situé dans un conduit de carburant (p. ex., une partie de la ligne de transmission de carburant 63) raccordant fluidiquement l’orifice de raccordement de ligne de carburant 62 à l’un des réservoirs de carburant 53, 55 d’aéronef. Il peut toutefois être situé à d’autres points au sein du système de carburant d’aéronef, par exemple, au niveau de l’orifice de raccordement de carburant 62. Le débitmètre massique 103 peut être un débitmètre Coriolis de conception connue. Un quelconque autre type de débitmètre massique adapté peut toutefois être utilisé, par exemple, un quelconque dans lequel la détermination de masse n’est pas mesurée indirectement en fonction de la connaissance de la densité du carburant. Le capteur de volume 104 dans l’exemple décrit actuellement est agencé pour mesurer un débit volumique de carburant chargé sur l’aéronef 1. Dans l’exemple décrit ici, le capteur de volume 104 est agencé pour mesurer un débit volumique de carburant au fur et à mesure qu’il s’écoule de l’orifice de raccordement 62 de la ligne de carburant aux réservoirs de carburant 53, 55 à bord de l’aéronef 1. Le capteur de volume 104 dans cet exemple peut être un débitmètre volumique agencé pour mesurer le volume de fluide passant devant un point fixe au sein du système de carburant d’aéronef par unité de temps. De manière similaire au débitmètre massique 103, le débitmètre volumique 104 peut être situé à un quelconque point en amont du ou des réservoirs de carburant d’aéronef 53, 55 dans lesquels le carburant est stocké. Il peut par conséquent être fourni dans le même conduit de carburant que le débitmètre massique 103, et peut être en aval du débitmètre massique 103 comme illustré sur les figures, ou en amont de celui-ci. Un quelconque débitmètre volumétrique adapté peut être utilisé, tel qu’un débitmètre à turbine ou à pression. Le débitmètre volumique peut être de type qui ne déduit pas le débit volumétrique d’un débit massique mesuré. De même, le débitmètre massique peut être de type qui ne déduit pas le débit massique d’un débit volumétrique mesuré. Le débit massique et les débits volumiques sont donc mesurés indépendamment les uns des autres (et sans nécessiter de connaissance de la densité de carburant). Le module de détermination de caractéristiques de carburant 105 est agencé pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant chargé sur l’aéronef 1 en fonction de la masse de carburant et du volume de carburant déterminé par le capteur de masse 103 et le capteur de volume 104. Le module de détermination de caractéristiques de carburant 105 est donc en communication avec les capteurs de masse et de volume 103, 104 comme illustré sur les Figures de sorte qu’il peut recevoir d’eux des signaux qui sont indicatifs de la masse de carburant et du volume de carburant. Dans l’exemple présent, le module de détermination de caractéristiques de carburant 105 est une unité distincte, et peut être en communication avec un contrôleur de moteur électronique (CEM) 42 de chacun des moteurs à turbine à gaz 10 fournis sur l’aéronef 1. Une ou plusieurs caractéristiques de carburant déterminées peuvent être communiquées au CEM 42 de telle sorte que le moteur respectif 10 peut être commandé en conséquence comme il sera abordé ci-dessous. Dans d’autres exemples, le module de détermination 105 peut faire partie du CEM 42 du (ou de chaque) moteur 10. La caractéristique de carburant déterminée par le module de détermination de caractéristiques de carburant 105 peut être l’une quelconque de celles décrites ou revendiquées ici. Pour déterminer une caractéristique de carburant, le module de détermination de caractéristiques de carburant 105 est agencé pour comparer la masse de carburant et le volume de carburant et déterminer une densité de carburant correspondante (p. ex., en divisant le débit massique par le débit volumique). Étant donné que les carburants ayant des caractéristiques de carburant différentes vont présenter une variation de densité connue, une caractéristique du carburant étant chargé sur l’aéronef 1 peut être déduite en fonction de la densité. Dans certains modes de réalisation, une ou des caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en calculant un écart par rapport à la valeur de densité qui serait attendue si le carburant était du kérosène fossile. Dans d’autres modes de réalisation, le module de détermination 105 peut être agencé pour accéder à une table de consultation définissant une dépendance connue des caractéristiques de carburant à la densité de carburant. La densité de carburant mesurée peut alors être comparée aux valeurs dans les tables de consultation de sorte qu’une caractéristique du carburant peut être déterminée. Dans un exemple, la caractéristique de carburant peut être le pourcentage de SAF dans le carburant. Les inventeurs ont observé que le SAF a une densité plus faible par comparaison au kérosène fossile, et cette différence peut être utilisée pour déduire le pourcentage de SAF présent dans le carburant en fonction d’une mesure de la densité du carburant lorsqu’il est chargé sur l’aéronef. D’autres caractéristiques de carburant peuvent également avoir une variation de densité de carburant associée. Par exemple, le module de détermination 105 peut déterminer que le carburant est du kérosène fossile (p. ex., un kérosène fossile sensiblement à 100 %) si la densité de carburant mesurée est celle associée à un carburant kérosène fossile sans SAF présent. Dans d’autres exemples, les caractéristiques de carburant déterminées peuvent comporter une distribution d’hydrocarbures du carburant, ou une teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant. Dans d’autres exemples, la densité du carburant déterminé à partir des mesures de masse et de volume peut être considérée comme une caractéristique de carburant déterminée par le système de détermination de caractéristiques de carburant 102. Dans l’exemple illustré à la , un débit massique et un débit volumique de carburant sont mesurés dans le carburant s’écoulant dans un conduit menant aux réservoirs de carburant à bord de l’aéronef. Dans certains exemples, le capteur de masse est agencé pour mesurer la masse de carburant stockée dans les réservoirs de carburant d’aéronef pendant le chargement, ou après qu’il a été chargé. Par exemple, le capteur de masse 103 peut être agencé pour mesurer une augmentation de poids de l’aéronef 1 lorsque le carburant est chargé, ou une augmentation de poids des propres réservoirs de carburant 53, 55 lorsqu’ils sont remplis de carburant. Le module de détermination de caractéristiques de carburant 105 peut dans de tels exemples baser la caractéristique de carburant sur une masse totale de carburant chargée pour un vol, ou la masse par unité de temps chargée sur l’aéronef, associée à un changement de masse mesuré. Il en va de même pour le capteur de volume 104. Dans certains exemples par conséquent, le capteur de volume 104 peut être agencé pour déterminer un volume de carburant stocké dans les réservoirs de carburant de l’aéronef. Par exemple, le capteur de volume 104 peut comprendre un ou plusieurs capteurs de niveau agencés pour mesurer un niveau de carburant au sein du ou de chaque réservoir de carburant de l’aéronef. Le volume de carburant stocké peut alors être déterminé. Le module de détermination 105 peut dans de tels exemples baser la ou les caractéristiques de carburant sur un volume total, ou volume par unité de temps, de carburant chargé sur l’aéronef. Le module de détermination peut donc plus généralement recevoir un signal indicatif de la masse et/ou du volume de carburant (p. ex., une mesure de poids ou de niveau), plutôt qu’une mesure de masse ou de volume directe. Dans divers exemples, la détermination de la masse du carburant peut comprendre la mesure de la masse et/ou un changement de la masse de lʼun quelconque ou plusieurs parmi : lʼaéronef ; un ou plusieurs réservoirs de carburant à bord de lʼaéronef ; un véhicule citerne de carburant duquel le carburant est apporté ; ou une cuve de stockage de laquelle le carburant est apporté à l’aéronef. La détermination du volume du carburant peut comprendre la mesure du volume et/ou un changement du volume de carburant : (a) stocké dans un ou plusieurs réservoirs de carburant à bord de lʼaéronef ; et/ou (b) stocké dans une cuve de stockage de carburant de laquelle le carburant est apporté à l’aéronef. Dans l’exemple illustré à la , le système de détermination 102 est situé entièrement à bord de l’aéronef 1. Dans d’autres exemples, qui ne peuvent pas être le cas, avec un ou plusieurs composants du système de détermination 102 n’étant pas situés sur l’aéronef 1. Par exemple, les capteurs de masse et de volume 103, 104 et le module de détermination 105 peuvent être inclus dans une unité dédiée qui est distincte de l’aéronef 1. Dans certains exemples, le système de détermination de caractéristiques de carburant 102 peut être situé entièrement à l’extérieur de l’aéronef. Dans un tel exemple, le module 105 de détermination de caractéristiques de carburant peut déterminer une caractéristique de carburant qui est ensuite communiquée à l’aéronef 1 (p. ex., à un module de commande des moteurs ou moteurs 10). Dans cet exemple, une liaison de transfert de données peut être fournie (p. ex., une connexion de données sans fil ou filaire) et peut être utilisée pour communiquer les caractéristiques de carburant à lʼaéronef à partir du système de détermination de caractéristiques de carburant 102. Dans certains exemples, le transfert de données peut être fait manuellement par un utilisateur, p. ex., un technicien ou un autre opérateur du système peut obtenir les caractéristiques de carburant du système de détermination 102 et les fournir manuellement à un module de commande à bord de l’aéronef. Dans certains exemples, certains des composants du système 102 peuvent être situés au niveau de la cuve d’apport en carburant 60 (p. ex., à bord d’un véhicule citerne de carburant). Par exemple, les capteurs 103, 104 peuvent être situés au sein de la ligne d’apport en carburant 61, et le module de détermination de caractéristiques de carburant 105 situé à bord de l’aéronef 1. Dans un tel exemple, des mesures de masse et de volume peuvent être communiquées à l’unité de détermination à bord de l’aéronef à l’aide d’une quelconque connexion de données adaptée (filaire ou sans fil). Dans certains exemples, les capteurs de masse et de volume 103, 104 peuvent être agencés pour mesurer la masse et/ou le volume de carburant qui est extrait de la cuve de stockage 60 raccordée à l’aéronef 1. Dans un exemple, le capteur de masse 103 peut être agencé pour déterminer la masse de carburant apporté à l’aéronef en mesurant un changement de poids de la cuve de stockage de carburant 60, ou un véhicule sur lequel est transporté la cuve de stockage de carburant 60. De même, le capteur de volume 104 peut comprendre un capteur de niveau agencé pour mesurer le niveau de carburant contenu dans la cuve de stockage de carburant 60. Des mesures effectuées sur ou associées à la cuve de stockage de carburant peuvent être utilisées pour déterminer une masse totale et/ou un volume total, ou une masse par unité de temps et/ou un volume par unité de temps de carburant fourni à l’aéronef. Dans certains exemples, le module de détermination de caractéristiques de carburant 105 est agencé pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant en fonction au moins en partie d’une température de carburant. Ceci peut permettre de distinguer la variation de la densité du carburant provoquée par les changements de la température de carburant de ceux associés à la caractéristique ou aux caractéristiques de carburant étant déterminées. Dans certains exemples, le module de détermination 105 est agencé pour obtenir un signal indicatif d’une température courante du carburant, par exemple, à partir d’un capteur de température de carburant agencé pour mesurer directement la température du carburant, ou un capteur de température ambiante. Dans les exemples décrits actuellement, le module 105 de détermination de caractéristiques de carburant est agencé pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant en fonction uniquement de la masse de carburant et du volume de carburant déterminés. Dans d’autres exemples, le module de détermination 105 peut être agencé pour combiner les informations de masse de carburant et de volume de carburant avec des entrées d’autres capteurs ou d’autres procédés de détermination de caractéristiques de carburant tels que décrits ailleurs ici. Ceci peut permettre de déduire une plus grande plage de types de caractéristiques de carburant, ou peut améliorer la précision de la détermination de caractéristiques de carburant. La illustre un procédé 1002 de détermination d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant d’un carburant aviation qui peut être effectué par le système de détermination de caractéristiques de carburant 102 illustré sur la . Le procédé 1002 comprend la détermination 1003 d’une masse de carburant étant chargée (ou qui a été chargée) sur l’aéronef 1 ; la détermination 1004 d’un volume de carburant du carburant chargé (ou qui a été chargé) sur l’aéronef 1 ; et la détermination 1005 d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant en fonction de la masse et du volume déterminés du carburant. Les mesures de masse et de volume peuvent être effectuées pendant un processus d’avitaillement, p. ex., pour mesurer une masse et/ou un volume de carburant au fur et à mesure qu’il est chargé sur l’aéronef, ou la masse et/ou le volume totaux de carburant qui a été chargé sur l’aéronef une fois que l’avitaillement est terminé (p. ex., avant l’opération de l’aéronef). La détermination 1003 de la masse de carburant peut comprendre la mesure d’un débit massique un point au sein d’une ligne d’apport en carburant utilisée pour acheminer du carburant vers les réservoirs de carburant 53, 55 de l’aéronef. Comme abordé ci-dessus, le point auquel le débit massique est mesuré peut être un quelconque point en amont d’un ou plusieurs réservoirs 53, 55 de carburant à bord de l’aéronef 1. Par exemple, le débit de carburant peut être mesuré en un point à bord de l’aéronef par lequel le carburant chargé sur l’aéronef se déplace pour atteindre le ou les réservoirs de carburant. Dans d’autres modes de réalisation, le débit de carburant peut être mesuré en un point dans un système de chargement de carburant (à savoir, pas sur l’aéronef) tel qu’un point au sein d’une ligne de chargement de carburant 61 raccordée à l’avion. La détermination 1004 du volume de carburant peut comprendre la mesure d’un débit volumique un point au sein d’une ligne d’apport en carburant utilisée pour acheminer du carburant vers les réservoirs de carburant 53, 55 de l’aéronef. Comme abordé ci-dessus, le point auquel le débit volumique est mesuré peut être un quelconque point en amont d’un ou plusieurs réservoirs 53, 55 de carburant à bord de l’aéronef 1 similairement à la mesure du débit massique. Le débit volumique peut être mesuré à une position similaire ou adjacente au débit massique. Comme abordé ci-dessus, dans certains exemples, la détermination 1003 de la masse de carburant peut comprendre la mesure de la masse ou un changement de la masse de l’aéronef 1, un ou plusieurs réservoirs de carburant 53, 55 à bord de l’aéronef auquel du carburant est apporté, un véhicule citerne à partir duquel le carburant est apporté, ou une cuve de stockage de carburant 60 de laquelle il est fourni. Le changement de poids de l’aéronef 1, des réservoirs de carburant 53, 55, du véhicule citerne, ou du réservoir de stockage de carburant 60 peut être utilisé pour déterminer un débit massique par unité de temps, ou masse totale, de carburant chargé sur l’aéronef 1 aux fins de comparaison avec une mesure de volume correspondante. L’étape de détermination 1004 du volume de carburant peut comprendre la mesure du volume ou un changement de volume de carburant au sein d’un ou plusieurs réservoirs de carburant 53, 55 à bord de l’aéronef 1 ou de la cuve de stockage de carburant 60. La mesure du changement de volume peut comprendre la mesure d’un niveau de fluide au sein du réservoir/carburant respectif dans lequel le carburant est contenu. Le changement de niveau de carburant peut être utilisé pour déterminer un volume par unité de temps, ou volume total, de carburant chargé sur l’aéronef 1 à des fins de comparaison avec la mesure de masse correspondante. La détermination 1005 d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peut comprendre la comparaison de la masse de carburant et du volume de carburant déterminés. Comme abordé précédemment, ceci peut comporter le calcul 1006 d’une densité de carburant en fonction de la masse et du volume. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées 1005 en fonction d’une comparaison de la densité de carburant calculée avec une valeur de densité connue associée au carburant ayant des caractéristiques connues. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant déterminées peuvent être l’une quelconque parmi celles décrites ici qui sont associées à une densité de carburant caractéristique correspondante. Dans le mode de réalisation montré sur la , l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant sont en outre déterminées 1007 en fonction d’un signal indicatif de la température du carburant. Comme abordé précédemment, le signal indicatif de la température du carburant peut être d’un capteur agencé pour mesurer directement la température de carburant, ou un capteur agencé pour mesurer la température ambiante, ou autrement entré dans le module de détermination. Dans le présent exemple, des caractéristiques de carburant lorsqu’il est chargé sur l’aéronef peuvent être déterminées. Dans de tels exemples, l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant déterminées peuvent être communiquées au CEM 42 directement s’il est exécuté pendant l’avitaillement, ou peuvent autrement être stockées et communiquées au CEM lorsqu’il est activé. Si le CEM n’est pas actif lorsque les caractéristiques du carburant sont déterminées, elles peuvent être communiquées à un autre système de commande de l’aéronef. Lorsque des caractéristiques de carburant sont déterminées pour le chargement de carburant sur l’aéronef ce carburant peut être mélangé avec du carburant déjà présent dans les réservoirs de carburant (p. ex., des vols précédents). Les caractéristiques de carburant déterminées peuvent donc être combinées avec celles déterminées à partir de fois précédentes auxquelles l’aéronef a été avitaillé afin de déterminer les caractéristiques du carburant stocké dans les réservoirs de carburant de l’aéronef. Cela peut être fait à l’aide d’un procédé de sommation dans lequel la quantité de carburant chargée dans les réservoirs, la quantité de carburant utilisée pendant chaque vol, et les caractéristiques correspondantes du carburant chargé sont enregistrées et combinées pour déterminer les caractéristiques de carburant en réalité stocké dans les réservoirs de l’aéronef à un moment donné. Les inventeurs ont également constaté que les caractéristiques de carburant peuvent être déterminées pendant l’opération du moteur à turbine à gaz, plutôt que pendant l’avitaillement. La illustre un autre exemple d’un système de détermination de caractéristiques de carburant 106. Dans cet exemple, le système de détermination de caractéristiques de carburant 106 est configuré pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques du carburant étant utilisé par le moteur à turbine à gaz de la présente demande pendant l’opération du moteur 10. L’exemple de la diffère donc de celui de la en ce que la masse et le volume de carburant qui est distribué à une chambre de combustion du moteur sont déterminés, p. ex., la masse et le volume peuvent être mesurés alors que le carburant est brûlé par le moteur à turbine à gaz 10. Plus spécifiquement, cela peut être le cas pendant le vol de l’aéronef 1 auquel sont montés les moteurs à turbine à gaz 10, ou pendant l’opération de l’aéronef 1 tandis qu’il est au sol (p. ex., pendant le roulage). La illustre une vue schématique d’une partie du système de carburant de l’aéronef 65 et de l’équipement de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10. L’équipement de combustion 16 comprend une pluralité de buses de carburant (non illustrés sur la ) agencés pour injecter du carburant dans un bidon de combustion. Le carburant est fourni à l’équipement de combustion 16 par un régulateur de distribution de carburant 107 sous la commande du CEM 42. Le carburant est distribué au régulateur de distribution de carburant 107 par une pompe à carburant 108 à partir d’une source de carburant 109 à bord de l’aéronef 1 (p. ex., les réservoirs de carburant 53, 55 décrits ci-dessus). Le régulateur de distribution de carburant 107 et l’équipement de combustion 16 (qui peuvent être appelés simplement chambre de combustion) peuvent être de conception connue, et peuvent être agencés pour une combustion étagée (à mélange pauvre) ou une combustion à combustion riche. Le système de détermination de caractéristiques de carburant 106 illustré sur la comprend généralement un module de détermination de caractéristiques de carburant 110, un capteur de masse 111 et un capteur de volume 112. Le système 106 illustré sur la diffère de celui de la en ce qu’il est agencé pour mesurer la masse et le volume de carburant car il est apporté et brûlé par l’équipement de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10 lorsque le moteur est opéré, plutôt que lorsque le carburant est chargé sur l’aéronef 1. L’aéronef 1 comprend un système d’apport en carburant d’aéronef situé à bord de l’aéronef qui est adapté pour fournir du carburant F à chacun des moteurs à turbine à gaz 10 à brûler dans l’équipement de combustion de moteur 16 tel que décrit ci-dessus. Le système d’apport en carburant d’aéronef est agencé pour fournir du carburant à un système de carburant de moteur fourni sur chacun des moteurs à turbine à gaz 10. Le système de carburant moteur et le système d’apport en carburant d’aéronef forment ensemble le système de carburant (global) de l’aéronef 1 dans lequel le carburant est stocké, distribué au moteur, et consumé. Le système de carburant de l’aéronef comporte un quelconque composant qui peut stocker du carburant, ou à travers lequel du carburant s’écoule pendant l’utilisation ou pendant l’avitaillement. Le capteur de masse 111 est agencé pour mesurer un débit massique de fluide apporté à l’équipement de combustion 16. Dans l’exemple décrit ici, le capteur de débit massique 111 est agencé pour mesurer la masse de carburant par unité de temps s’écoulant entre le régulateur de livraison de carburant 107 et l’équipement de combustion 16. Un quelconque débitmètre massique adapté peut être utilisé pour le capteur de débit massique 111, tel qu’un débitmètre Coriolis. Le débitmètre massique peut être un quelconque débitmètre massique qui effectue une mesure de masse qui n’est pas fonction de la connaissance de la densité du carburant. Le capteur de débit massique 111 peut être agencé pour mesurer le débit massique de carburant en un quelconque point du système de carburant de l’aéronef qui est en amont de l’équipement de combustion 16 (p. ex., en amont des buses de carburant de l’équipement de combustion 16) et en aval de la source de carburant 109 de laquelle le carburant est apporté à bord de l’aéronef 1 (p. ex., en aval de l’un ou plusieurs réservoirs de carburant 53, 55 formant la source de carburant). Dans certains exemples, le débit massique est donc mesuré en un point au sein du système de carburant de moteur tel que dans un conduit de carburant au sein ou faisant partie du moteur à turbine à gaz 10 (plutôt qu’être mesuré par un capteur fourni sur l’aéronef 1 auquel le moteur à turbine à gaz 10 est monté). Dans certains exemples, le débit massique est mesuré en un point immédiatement avant que le carburant ne soit consumé, p. ex., immédiatement avant qu’il n’entre dans la chambre de combustion. Dans encore d’autres modes de réalisation, le débit massique est mesuré en un point au sein du système d’apport en carburant de l’aéronef, p. ex., avant qu’il n’entre dans le moteur à turbine à gaz 10. Le capteur de volume 112 est agencé pour mesurer un débit volumique de fluide apporté à l’équipement de combustion 16. Dans l’exemple décrit ici, le capteur de débit volumique est agencé pour mesurer le volume de carburant par unité de temps s’écoulant entre le régulateur de livraison de carburant 107 et l’équipement de combustion 16. Un quelconque débitmètre volumique adapté peut être utilisé pour le capteur de débit volumique 112, tel qu’un débitmètre de type à pression ou à turbine. Le débitmètre volumique peut être de type qui est agencé pour mesurer le débit volumique sans tenir compte d’une mesure de masse. De même, le débitmètre massique peut être de type qui est agencé pour mesurer le débit massique sans tenir compte d’une mesure de volume. Les capteurs de débit volumique et massique peuvent être du même type que celui décrit dans le mode de réalisation de la . Le capteur de débit volumique 112 peut être agencé pour mesurer le débit volumique de carburant en un quelconque point du système de carburant de l’aéronef qui est en amont de l’équipement de combustion 16 (p. ex., en amont des buses de carburant de l’équipement de combustion 16) et en aval de la source de carburant 109 de laquelle le carburant est apporté (p. ex., en aval de l’un ou plusieurs réservoirs de carburant 53, 55 formant la source de carburant). Il peut donc être à une position similaire ou adjacente au capteur de masse 111 (p. ex., en amont ou en aval). Dans certains exemples, le débit volumique est par conséquent également mesuré en un point au sein d’un conduit de carburant au sein ou faisant partie du moteur à turbine à gaz 10 (plutôt qu’être mesuré par un capteur fourni sur l’aéronef 1 auquel le moteur à turbine à gaz 10 est monté). Dans certains exemples, le débit volumique est mesuré en un point immédiatement avant que le carburant ne soit consumé de manière similaire au débit massique, p. ex., immédiatement avant d’entrer dans la chambre de combustion 16. Dans certains exemples, le débit volumique est mesuré comme faisant partie du système d’apport en carburant d’aéronef, avant que le carburant n’atteigne les moteurs à turbine à gaz. Le module de détermination de caractéristiques de carburant 110 est en communication avec les capteurs de masse et de volume 111, 112, et est agencé pour recevoir des signaux de ceux-ci indicatifs de la masse et du volume de carburant par unité de temps étant brûlés par l’équipement de combustion 16. Le module de détermination de caractéristiques de carburant 110 est agencé pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant du carburant en fonction de la masse et du volume de carburant de manière similaire au module de détermination 105 décrit en liaison avec la . Par exemple, le module de détermination 110 peut être agencé pour calculer une densité du carburant à partir du signal indicatif de la masse et du volume de carburant en fonction duquel une caractéristique de carburant peut être trouvée tel que décrit précédemment. Comme on peut le voir sur la , le module de détermination 110 peut transmettre l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant au CEM 42. Dans d’autres exemples, il peut faire partie du CEM 42. La ou les caractéristiques de carburant déterminées par le module de détermination de caractéristiques de carburant 110 peut être l’une quelconque de celles décrites ou revendiquées ici. Pour déterminer une caractéristique de carburant, le module de détermination de caractéristiques de carburant 110 est agencé pour comparer la masse de carburant et le volume de carburant et déterminer une densité de carburant correspondante (p. ex., en divisant le débit massique par le débit volumique). Comme les carburants ayant des caractéristiques de carburant différentes vont présenter une variation de densité connue, une caractéristique du carburant étant chargé sur l’aéronef 1 peut être déduite. Dans certains modes de réalisation, la caractéristique de carburant peut être déterminée en calculant un écart par rapport à la valeur de densité qui serait attendu si le carburant était du kérosène fossile. Dans d’autres modes de réalisation, le module de détermination 110 de caractéristiques de carburant peut être agencé pour accéder à une table de consultation définissant une dépendance connue des caractéristiques de carburant à la densité de carburant. La densité de carburant mesurée peut alors être comparée aux valeurs dans les tables de consultation de sorte qu’une caractéristique du carburant peut être déterminée. Le module de détermination de caractéristiques de carburant peut donc être opéré de manière correspondante à celle de la . Dans un exemple, la caractéristique de carburant peut être le pourcentage de SAF dans le carburant. Les inventeurs ont observé que le SAF a une densité plus faible par comparaison au kérosène fossile, et cette différence peut être utilisée pour déduire le pourcentage de SAF présent dans le carburant en fonction d’une mesure de la densité du carburant lorsqu’il est chargé sur l’aéronef. D’autres caractéristiques de carburant peuvent également avoir une variation de densité de carburant associée. Par exemple, le module de détermination 110 de caractéristiques de carburant peut déterminer que le carburant est du kérosène fossile (p. ex., un kérosène fossile sensiblement à 100 %) si la densité de carburant mesurée est celle associée à un carburant kérosène fossile sans SAF présent. Dans d’autres exemples, les caractéristiques de carburant déterminées peuvent comporter une distribution d’hydrocarbures du carburant, ou une teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant. Dans d’autres exemples, la densité du carburant peut être considérée comme une caractéristique de carburant déterminée par le système de détermination de caractéristiques de carburant 106. Dans l’exemple illustré à la , le capteur de masse 111 et le capteur de volume 112 sont agencés pour mesurer l’écoulement de carburant traversant le système de carburant moteur. Dans d’autres modes de réalisation, le module de détermination 110 peut être agencé pour recevoir un signal indicatif du débit massique et/ou volumique, qui peut ne pas être une mesure directe de l’écoulement de carburant. Un tel signal peut être un paramètre d’opération de la pompe à carburant 108 tel que la vitesse ou le taux de déversement de la pompe qui a une relation connue avec le débit massique et/ou volumique de carburant. Dans certains exemples, le module de détermination de caractéristiques de carburant 110 est agencé pour déterminer une ou plusieurs caractéristiques de carburant en fonction d’une température de carburant de manière similaire à tel que décrit ci-dessus. Ceci peut permettre de distinguer la variation de la densité du carburant provoquée par les changements de la température de carburant de ceux associés à la caractéristique ou aux caractéristiques de carburant étant déterminées. Ceci peut être important dans des exemples où le carburant est chauffé au-dessus de la température ambiante par un échangeur de chaleur faisant partie d’un système de gestion thermique du moteur 10. Donc dans certains exemples, le module de détermination de caractéristiques de carburant 110 est agencé pour obtenir un signal indicatif d’une température actuelle du carburant au point où le volume et/ou la masse sont mesurés. La température peut être mesurée par un capteur de température de carburant agencé pour mesurer directement la température du carburant, ou un capteur de température ambiante. Dans d’autres exemples, le module de détermination de caractéristiques de carburant 110 peut recevoir un signal indicatif de la température de carburant qui est déduit d’autres paramètres d’opération de moteur plutôt qu’étant en fonction d’une mesure directe. Dans les exemples décrits actuellement, le module 110 de détermination de caractéristiques de carburant est agencé pour déterminer l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant en fonction uniquement de la masse de carburant et du volume de carburant déterminés obtenus pendant l’opération du moteur à turbine à gaz 10. Dans d’autres exemples, le module de détermination 110 de caractéristiques de carburant peut être agencé pour combiner les informations de masse de carburant et de volume de carburant avec des entrées d’autres capteurs ou d’autres procédés de détermination de caractéristiques de carburant tels que décrits ailleurs ici. Ceci peut permettre de déduire une plus grande plage ou des types de caractéristiques de carburant, ou améliorer la précision de la détermination de caractéristiques de carburant. La illustre un procédé 1008 de détermination d’une caractéristique de carburant d’un carburant aviation qui peut être effectué par le système de détermination de caractéristiques de carburant 106 illustré sur la . Le procédé 1008 comprend : la détermination 1009 d’une masse de carburant fournie à la chambre de combustion ; la détermination 1010 dʼun volume correspondant du carburant étant apporté à la chambre de combustion ; et la détermination 1011 dʼune ou plusieurs caractéristiques de carburant en fonction de la masse et du volume déterminés. La masse et le volume de carburant sont déterminés pendant l’opération du moteur à turbine à gaz. Comme abordé précédemment, la détermination 1009 de la masse de carburant comprend la détermination d’un débit massique de carburant étant apporté à la chambre de combustion 16. Le débit massique peut être déterminé en fonction d’une mesure effectuée par un débitmètre massique 111 sur le carburant s’écoulant vers la chambre de combustion 16. Le débit massique peut être mesuré en un quelconque point au sein du système de carburant d’aéronef qui est en amont de l’équipement de combustion 16. Par exemple, en amont des buses de carburant de l’équipement de combustion 16, et en aval de la source de carburant 109 à partir de laquelle le carburant est apporté à bord de l’aéronef 1 (p. ex., en aval de l’un ou plusieurs réservoirs de carburant 53, 55 formant la source de carburant). Dans certains exemples, le débit massique peut être mesuré à un point dans un conduit de carburant du système de carburant moteur. Le débit massique peut être mesuré immédiatement avant que le carburant n’atteigne la chambre de combustion 16. La détermination 1010 du volume de carburant comprend la détermination d’un débit volumique de carburant fourni à la chambre de combustion 16. Le débit volumique peut être déterminé 1010 en fonction d’une mesure de débit de carburant à l’aide d’un débitmètre volumique 112 tel que décrit ci-dessus. Le débitmètre volumique de carburant 112 peut être agencé pour mesurer le débit volumique à des positions équivalentes à celles décrites ci-dessus en référence au débitmètre massique. Dans certains exemples, les débits massique et volumique peuvent être mesurés à des positions proches l’une de l’autre ou immédiatement en amont ou en aval l’une de l’autre, ou à des emplacements distincts dans le système d’apport en carburant. Dans l’un quelconque des exemples ici, la masse et le volume sont mesurés pour le même débit de carburant, à savoir, la masse et le volume sont mesurés à des positions sur une trajectoire d’écoulement portant la même composition de carburant, et il n’y a pas de sources supplémentaires de puits de carburant entre les deux. Cela permet de comparer de manière significative les débits mesurés. Dans des exemples où des carburants de différentes compositions sont stockés dans les réservoirs de carburant 53, 55 de l’aéronef, les capteurs de masse et de volume sont situés de manière à mesurer le même débit de carburant, p. ex., les capteurs de volume et de masse peuvent être situés dans un tuyau transportant le carburant du réservoir 53, qui peut stocker du carburant d’une composition différente de celle du réservoir 55. Dans un tel exemple, une paire de capteurs de masse et de volume supplémentaire peut être fournie dans un tuyau transportant du carburant du réservoir 55 de sorte que les caractéristiques de chaque carburant peuvent être mesurées indépendamment. Dans certains exemples, les étapes de détermination 1009, 1010 de la masse de carburant et de volume de carburant peuvent comprendre le fait de baser la détermination sur un signal à partir duquel le débit peut être déduit plutôt qu’une mesure directe. Dans certains exemples, par conséquent, la détermination de la masse ou du volume de carburant est fonction d’un paramètre d’opération de la pompe à carburant 108 ou sur un autre signal indicatif du débit massique/volumique. Comme abordé ci-dessus, la détermination 1011 de l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant comprend la comparaison de la masse de carburant et du volume de carburant déterminés. Ceci peut comporter le calcul 1012 d’une densité de carburant en fonction de la masse et du volume. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées 1011 en fonction d’une comparaison de la densité de carburant calculée avec une valeur connue associée au carburant ayant des caractéristiques connues. L’une ou plusieurs caractéristiques de carburant déterminées peuvent être l’une quelconque parmi celles décrites ici qui sont associées à une densité de carburant caractéristique correspondante. Dans le mode de réalisation montré sur la , l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant sont en outre déterminées 1013 en fonction d’un signal indicatif de la température du carburant. Comme abordé précédemment, le signal indicatif de la température du carburant peut être d’un capteur agencé pour mesurer directement la température de carburant, ou un capteur agencé pour mesurer la température ambiante, ou autrement entré dans le module de détermination d’une autre source. Les caractéristiques de carburant déterminées à l’aide d’un quelconque des systèmes de détermination de caractéristiques de carburant ou des procédés de détermination de caractéristiques de carburant dans les exemples ici peuvent être utilisées dans l’opération de l’aéronef, et plus spécifiquement l’opération du ou des moteurs à turbine à gaz de l’aéronef. Ceci peut permettre de modifier l’opération de l’aéronef 1 en réponse à la caractéristique du carburant déterminée. La présente demande fournit donc en outre un procédé 1065 d’opération d’un aéronef 1 alimenté par un ou plusieurs moteurs à turbine à gaz 10 tel qu’illustré à la . Le procédé 1065 peut être un procédé d’opération de l’aéronef 1 de l’un quelconque des exemples décrits ici. Le procédé 1065 comprend la détermination 1066 d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant. Ceci peut comprendre l’utilisation de l’un quelconque des procédés décrits ici. Le procédé 1065 comprend en outre l’opération 1067 de l’aéronef 1 selon l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant. L’opération de l’aéronef 1067 peut plus spécifiquement comprendre l’opération du ou des moteurs à turbine à gaz 10 montés sur l’aéronef 1, mais peut comporter l’opération d’autres parties de l’aéronef. Une fois qu’une ou plusieurs caractéristiques de carburant sont connues, le moteur à turbine à gaz 10 ou l’aéronef peut plus généralement être commandé ou opéré de diverses manières pour tirer profit de cette connaissance. L’étape d’opération 1067 du moteur à turbine à gaz ou de l’aéronef peut comprendre la modification 1067a d’un paramètre de commande de l’aéronef, et spécifiquement un paramètre de commande du moteur à turbine à gaz, en réponse à l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant. La modification du paramètre de commande peut comporter l’un quelconque ou plusieurs des éléments suivants : i) La modification d’un paramètre de commande d’un système de gestion thermique du moteur à turbine à gaz (p. ex., un échangeur de chaleur à carburant) en fonction de l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant. En modifiant l’opération de l’échangeur de chaleur la température de carburant apporté à la chambre de combustion 16 du moteur 10. Dans un exemple, la modification de l’opération du système de gestion thermique ou le changement de température du carburant peut comprendre l’augmentation de la température du carburant si les caractéristiques de carburant indiquent que le carburant peut tolérer une opération à une température plus élevée sans risque de cokéfaction ou de claquage thermique. ii) Lorsque plus d’un carburant est stocké à bord d’un aéronef 1, la modification d’un paramètre de commande qui commande une sélection de quel carburant utiliser pour quelles opérations (p. ex., 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) en fonction des caractéristiques de carburant telles que le %SAF, le potentiel de génération de nVPM, la viscosité et le pouvoir calorifique. Un système de distribution de carburant de l’aéronef peut donc être commandé de manière appropriée en fonction des caractéristiques de carburant. Le système de distribution de carburant peut être commandé pour apporter au moteur du carburant ayant une caractéristique de carburant différente de celle mesurée à l’étape 1066. Ceci peut comporter, par exemple, la fourniture de carburant avec une teneur aromatique relativement plus faible ; la fourniture de carburant avec une teneur en SAF plus faible ; ou la fourniture de carburant fossile de type Kérosène. L’apport en carburant peut être commandé par commutation entre les réservoirs de carburant, ou le changement d’un rapport de mélange de carburant. iii) La modification dʼun paramètre de commande pour ajuster une ou plusieurs surfaces de commande de vol de l’aéronef 1, de manière à changer de route et/ou d’altitude en fonction de la connaissance du carburant. iv) La modification d’un paramètre de commande pour modifier le pourcentage de déversement d’une pompe à carburant (à savoir, la proportion de carburant pompé remise en circulation au lieu d’être passée dans la chambre de combustion) d’un système de carburant de l’aéronef selon l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant, par exemple sur la base du %SAF du carburant. La pompe et/ou une ou plusieurs soupapes peuvent donc être commandées de manière appropriée en fonction des caractéristiques de carburant. v) La modification d’un paramètre de commande pour changer la planification d’aubes de guidage à admission variable (VIGV) en fonction de caractéristiques de carburant. Les VIGV peuvent être déplacées, ou un mouvement des VIGV est annulé, le cas échéant en fonction des caractéristiques de carburant. Dans les exemples ci-dessus, le moteur à turbine à gaz ou l’aéronef est opéré selon l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant en faisant des changements sur la manière dont l’aéronef ou le moteur à turbine à gaz sont commandés pendant leur utilisation. Ceci peut être fait, par exemple, par un système de commande du moteur (tel que le CEM 42) en faisant des changements à divers paramètres de commande du moteur. Des changements similaires peuvent être mis en application par d’autres systèmes de commande de l’aéronef pendant l’utilisation (p. ex., pendant le vol). Le CEM peut être plus généralement appelé un exemple de système de commande 42 agencé pour commander l’opération de l’aéronef (p. ex., cela peut être un module de commande d’un système de commande). La présente demande fournit en outre un aéronef 1 ayant un système de détermination de caractéristiques de carburant 102, 106 selon l’un quelconque ou plusieurs des exemples décrits ou revendiqués ici. L’aéronef 1 comprend en outre un système de commande agencé pour commander l’opération de l’aéronef selon une ou plusieurs caractéristiques de carburant déterminées par le système de détermination de caractéristiques de carburant. Le système de commande peut comprendre le CEM 42 de moteur, avec lequel le système de détermination de caractéristiques de carburant peut être en communication ou partiellement intégré dans celui-ci. Dans d’autres exemples, d’autres systèmes de commande de l’aéronef peuvent être pourvus de caractéristiques de carburant et l’aéronef commandé en conséquence. L’étape d’opération 1067 du moteur à turbine à gaz ou de l’aéronef selon l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peut être effectuée automatiquement en réponse à la détermination de propriétés de carburant sans une quelconque intervention du pilote. Dans certains exemples, elle peut être effectuée après l’approbation par un pilote, suite à la notification au pilote d’un changement proposé. Dans certains exemples, l’étape 1067a peut comporter la réalisation automatique de certains changements, et la demande d’autres, en fonction de la nature du changement. En particulier, les changements qui sont « transparents » pour le pilote – tels que les changements internes au sein des écoulements de moteur qui n’affectent pas la puissance de sortie du moteur et ne seraient pas remarqués par un pilote – peuvent être faits automatiquement, alors que des quelconques changements que le pilote remarquerait peuvent être notifiés au pilote (à savoir, une notification signalant que le changement se produira à moins que le pilote n’en décide autrement) ou suggérés au pilote (à savoir, le changement ne se produira pas sans une entrée positive du pilote). Dans les mises en application dans lesquelles une notification ou une suggestion est fournie à un pilote, celle-ci peut être fournie sur un écran de cockpit de l’avion, et/ou envoyée à un appareil distinct tel qu’une tablette portable ou un autre appareil informatique, et/ou annoncée par le biais d’un son audible tel qu’un discours synthétisé ou un message enregistré ou une tonalité particulière indiquant le changement proposé/notifié. Dans d’autres exemples, l’étape d’opération 1067 du moteur à turbine à gaz selon l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peut comporter la fourniture 1067b au moteur à turbine à gaz de carburant ayant des caractéristiques différentes à celles du carburant pour lequel l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant ont été mesurées à l’étape 1066. Cette provision d’un carburant différent peut comporter le chargement de carburant ayant des caractéristiques de carburant différentes dans les réservoirs de carburant de l’aéronef lors de l’avitaillement de l’aéronef. Dans certains modes de réalisation, l’une ou plusieurs caractéristiques de carburant déterminées peuvent comporter la densité du carburant calculée à partir des mesures de masse et de volume. Dans un tel exemple, l’aéronef peut être opéré selon la densité de carburant. On comprendra que l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus et diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans sortir des concepts décrits ici. Sauf en cas d’exclusion mutuelle, l’une quelconque des caractéristiques peut être utilisée séparément ou en combinaison avec de quelconques autres caractéristiques et la description s’étend à et comporte toutes les combinaisons et sous-combinaisons d’une ou plusieurs caractéristiques décrites ici. Système de propulsion (2) pour un aéronef (1) comprenant un moteur à turbine à gaz (10) et au moins un réservoir de carburant (50, 53) agencé pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz (10), dans lequel le carburant stocké comprend au moins une proportion d’un carburant aviation durable – SAF, ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique PC K , de kérosène, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant : une chambre de combustion (16) ; et une pompe à carburant (108) agencée pour apporter un carburant à la chambre de combustion (16) à un débit d’énergie, C, la pompe à carburant (108) ayant une admission (108a) agencée pour recevoir du carburant de l’au moins un réservoir de carburant (50, 53) et une évacuation (108b) agencée pour délivrer en sortie du carburant à un débit volumétrique de sortie de pompe, Q, une proportion du carburant délivrée en sortie étant fournie à la chambre de combustion (16) et le reste étant remis en circulation, le pourcentage de carburant passant à travers la pompe (108) qui n’est pas fourni à la chambre de combustion (16) étant appelé un pourcentage de déversement, et dans lequel le carburant apporté à la pompe (108) comprend X % de SAF, où X % est dans la plage allant de 5 % à 100 %, avec un quelconque reste de carburant étant du kérosène, et a une densité, ρ F , et un pouvoir calorifique PC F et dans lequel le système de propulsion (2) est agencé de telle sorte que : le rapport de déversement de changement de carburant, R d : est égal à : Système de propulsion (2) selon la revendication 1, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) a une poussée maximale au décollage dans la plage allant de 400 kN à 500 kN, et est agencé de telle sorte que Rd est dans la plage suivante en croisière : où Q est mesuré en litres par seconde, PC en MJ/kg, et ρ en kg par litre. Système de propulsion (2) selon la revendication 1, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) a une poussée maximale au décollage dans la plage allant de 300 kN à 350 kN, et est agencé de telle sorte que Rd est dans la plage suivante en croisière : où Q est mesuré en litres par seconde, PC en MJ/kg, et ρ en kg par litre. Système de propulsion (2) selon la revendication 1, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) est agencé de telle sorte que . Système de propulsion (2) selon la revendication 1, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) est agencé de telle sorte que . Système de propulsion (2) selon la revendication 1, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) est agencé de telle sorte que . Système de propulsion (2) selon la revendication 1, dans lequel Rd varie en fonction d’au moins l’un parmi la température ambiante, l’altitude, et le stade de croisière. Système de propulsion (2) pour un aéronef (1) comprenant un moteur à turbine à gaz (10) et au moins un réservoir de carburant (50, 53) agencé pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz (10), dans lequel le carburant stocké comprend au moins une proportion d’un carburant aviation durable – SAF, ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique PC K , de kérosène, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant : une chambre de combustion (16) ; et une pompe à carburant (108) agencée pour apporter un carburant à la chambre de combustion (16), la pompe à carburant (108) ayant une admission (108a) agencée pour recevoir du carburant de l’au moins un réservoir de carburant (50, 53), le carburant apporté à la pompe (108) comprenant X % de SAF, avec un quelconque reste du carburant étant du kérosène, et une évacuation (108b) agencée pour délivrer en sortie le carburant, une proportion du carburant délivré en sortie étant fournie à la chambre de combustion (16) et le reste étant remis en circulation, le pourcentage de carburant passant à travers la pompe (108) qui n’est pas fourni à la chambre de combustion (16) étant appelé un pourcentage de déversement, et dans lequel le système de propulsion (2) est agencé de telle sorte que : le rapport de déversement de changement de carburant, R d : où X % est d’au moins 30 %, est supérieur ou égal à 1,003. Système de propulsion (2) selon la revendication 8, dans lequel Système de propulsion (2) selon la revendication 8, dans lequel X % est égal à 50 %, et dans lequel le rapport de déversement de changement de carburant est dʼau moins 1,0066. Système de propulsion (2) selon la revendication 8, dans lequel X % est égal à 100 %, de telle sorte que le carburant est du SAF pur, et dans lequel le rapport de déversement de changement de carburant est dʼau moins 1,0138. Système de propulsion (2) selon la revendication 8, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) est agencé de telle sorte que . Système de propulsion (2) selon la revendication 8, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) est agencé de telle sorte que . Système de propulsion (2) selon la revendication 8, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) est agencé de telle sorte que . Procédé (3000) d’opération d’un aéronef (1) comprenant un système de propulsion (2), le système de propulsion (2) comprenant un moteur à turbine à gaz (10), et au moins un réservoir de carburant (50, 53) agencé pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz (10), dans lequel le carburant stocké comprend au moins une proportion de carburant aviation durable – SAF – ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique PC K , de kérosène, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant une pompe à carburant (108) agencée pour apporter un carburant d’au moins un réservoir de carburant (50, 53) à une chambre de combustion (16) du moteur à turbine à gaz (10) à un débit d’énergie, C, la pompe à carburant (108) ayant une admission (108a) agencée pour recevoir du carburant de l’au moins un réservoir de carburant (50, 53) et une évacuation (108b) agencée pour délivrer en sortie du carburant à un débit volumétrique de sortie de pompe, Q, une proportion du carburant délivré en sortie étant fournie à la chambre de combustion (16) et le reste étant remis en circulation, le pourcentage de carburant passant à travers la pompe (108) qui n’est pas fourni à la chambre de combustion (16) étant appelé un pourcentage de déversement, le procédé (3000) comprenant : l’apport (3002) d’un carburant d’au moins un réservoir de carburant (50, 53) vers le moteur à turbine à gaz (10), le carburant apporté au moteur à turbine à gaz (10) comprenant X % de SAF, où X % est dans la plage allant de 5 % à 100 %, avec un quelconque reste du carburant étant du kérosène, et dans lequel le carburant a une densité, ρ F , et un pouvoir calorifique PC F ; et la commande (3004) du système de propulsion (2) de telle sorte que : le rapport de déversement de changement de carburant, R d : est égal à :