FR 3144218 A1 20240628 FR 2314158 A 20231214 Système de combustion à mélange pauvre L'invention concerne un procédé (400) de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz (10) ayant un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion (16) dans laquelle du carburant est brûlé. Le moteur à turbine à gaz (10) comprend un échangeur de chaleur carburant-huile (114) agencé pour transférer de la chaleur entre l'huile et le carburant qui est fourni à la chambre de combustion (16). Le procédé (400) comprend le transfert de chaleur (401) de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion (16) de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière. L'invention concerne également un moteur à turbine à gaz (10). Figure pour l’abrégé : Figure 7 Système de combustion à mélange pauvre La présente description concerne un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz à l'aide de carburants différents des carburéacteurs classiques à base de kérosène. Il y a une attente dans l'industrie de l'aviation pour une tendance à l'utilisation de carburants différents des carburéacteurs traditionnels à base de kérosène généralement utilisés à l'heure actuelle. Selon un premier aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz ayant un système de combustion étagé à mélange pauvre dans lequel du carburant est brûlé. Le moteur à turbine à gaz comprend un échangeur de chaleur carburant-huile conçu pour transférer de la chaleur entre l'huile et le carburant qui est fourni à la chambre de combustion. Le procédé comprend le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à l'entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. Les inventeurs étaient conscients que la viscosité de carburant a un effet sur la manière dont le carburant est libéré et allumé dans la chambre de combustion (par exemple, la taille de gouttelette à partir des buses de pulvérisation de carburant, qui peut avoir un impact sur l'atomisation et l'efficacité de combustion). La prise en compte de la viscosité de carburant lors de la libération du carburant à la chambre de combustion, et le fait de la réguler suivant la situation en faisant varier l'apport thermique au carburant, peuvent pour cette raison permettre une combustion de carburant plus efficace, améliorant la performance de l'aéronef. Une viscosité plus basse du carburant en croisière peut se prêter à un moteur plus efficace. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,48 mm 2 /s ou moins à l'entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à une valeur entre 0,50 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, ou entre 0,48 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, ou entre 0,44 mm 2 /s et 0,42 mm 2 /s à l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Les inventeurs ont déterminé qu'une limite plus basse pour la viscosité devrait tenir compte du fonctionnement de la pompe à carburant, car une viscosité de carburant trop basse (par exemple, en raison d'une chaleur trop élevée transmise au carburant par un échangeur de chaleur carburant-huile) pourrait avoir un impact négatif sur la lubrification des paliers à l'intérieur de la pompe, ce qui pourrait entraîner une usure plus importante de la pompe, une surchauffe et une défaillance de la pompe. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,57, 0,56, 0,55, 0,54, 0,53, 0,52, 0,51, 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 ou 0,30 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C, ou à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C, ou à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz à l'aide d'un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure, WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,90 mm WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,85 mm WSD. Selon un deuxième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, le moteur à turbine à gaz comprenant un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion dans laquelle du carburant est brûlé. Le moteur à turbine à gaz comprend un échangeur de chaleur carburant-huile conçu pour transférer de la chaleur entre l'huile et le carburant qui est fourni à la chambre de combustion. Le moteur à turbine à gaz comprend un dispositif de commande configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,48 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à une valeur entre 0,50 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, ou entre 0,48 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, ou entre 0,44 mm 2 /s et 0,42 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,57, 0,56, 0,55, 0,54, 0,53, 0,52, 0,51, 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 ou 0,30 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C, ou à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C, ou à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un système de distribution de carburant conçu pour libérer du carburant dans la chambre de combustion, le carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure, WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,90 mm WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,85 mm WSD. Selon un troisième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz ayant un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion dans laquelle du carburant est brûlé. Le procédé comprend le fonctionnement du moteur à turbine à gaz à l'aide d'un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure (WSD). Les inventeurs ont déterminé que le pouvoir lubrifiant d'un carburant doit être pris en compte lorsqu'il est utilisé en combinaison avec un système de combustion à mélange pauvre, car le fonctionnement des vannes de commande de carburant au sein d'un tel système peut être affecté par un pouvoir lubrifiant de carburant différent. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz à l'aide d'un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm, ou 0,80 mm et 0,90 mm, ou 0,85 et 0,90 mm WSD. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz à l'aide d'un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,85 mm, ou 0,80 mm et 0,85 mm WSD. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un échangeur de chaleur carburant-huile conçu pour transférer de la chaleur entre l'huile et le carburant qui est fourni à la chambre de combustion. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C, ou à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C, ou à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à 0,48 mm 2 /s ou moins, ou entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s, ou entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Selon un quatrième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, le moteur à turbine à gaz comprenant un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion dans laquelle du carburant est brûlé. Le moteur à turbine à gaz comprend un système de distribution de carburant conçu pour libérer du carburant dans la chambre de combustion, le carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure (WSD). Le système de distribution de carburant peut être conçu pour libérer du carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm, ou 0,80 mm et 0,90 mm, ou 0,85 et 0,90 mm WSD. Le système de distribution de carburant peut être conçu pour libérer du carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,85 mm, ou 0,80 mm et 0,85 mm WSD. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un échangeur de chaleur carburant-huile agencé pour transférer de la chaleur entre l'huile et le carburant qui est fourni à la chambre de combustion, et un dispositif de commande configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C, ou à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C, ou à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à 0,48 mm 2 /s ou moins, ou entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s, ou entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Selon un cinquième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz ayant un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion dans laquelle du carburant est brûlé. Le moteur à turbine à gaz comprend un échangeur de chaleur carburant-huile conçu pour transférer de la chaleur entre l'huile et le carburant qui est fourni à la chambre de combustion. Le procédé comprend le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Les inventeurs étaient conscients que la température de carburant a un effet sur la combustion du carburant au sein de la chambre de combustion. Certains carburants différents des carburéacteurs classiques à base de kérosène, tels que des carburants aéronautiques durables, peuvent être chauffés à des températures plus élevées que des carburants classiques sans augmentation significative de calaminage. Cela peut améliorer le rendement du moteur. La température de carburant doit pour cette raison être prise en compte lors de la libération du carburant dans la chambre de combustion. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou de préférence à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 140 °C, 150 °C, 160 °C, 170 °C, 180 °C, 190 °C ou 200 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 200 °C, 135 °C et 190 °C, 135 °C et 180 °C, 135 °C et 170 °C, 135 °C et 160 °C, ou 135 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 140 °C et 200 °C, 140 °C et 190 °C, 140 °C et 180 °C, 140 °C et 170 °C, 140 °C et 160 °C, ou 140 °C et 150 °C. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 150 °C et 170 °C. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à 0,48 mm 2 /s ou moins, ou entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s, ou entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz à l'aide d'un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure, WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,90 mm WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,85 mm WSD. Selon un sixième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, le moteur à turbine à gaz comprenant un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion dans laquelle du carburant est brûlé. Le moteur à turbine à gaz comprend un échangeur de chaleur carburant-huile conçu pour transférer de la chaleur entre l'huile et le carburant qui est fourni à la chambre de combustion. Le moteur à turbine à gaz comprend un dispositif de commande configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou de préférence à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 140 °C, 150 °C, 160 °C, 170 °C, 180 °C, 190 °C ou 200 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 200 °C, 135 °C et 190 °C, 135 °C et 180 °C, 135 °C et 170 °C, 135 °C et 160 °C, ou 135 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 140 °C et 200 °C, 140 °C et 190 °C, 140 °C et 180 °C, 140 °C et 170 °C, 140 °C et 160 °C, ou 140 °C et 150 °C. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 150 °C et 170 °C. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à 0,48 mm 2 /s ou moins, ou entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s, ou entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un système de distribution de carburant conçu pour libérer du carburant dans la chambre de combustion, le carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure, WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,90 mm WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,85 mm WSD. Selon un septième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz. Le moteur à turbine à gaz comprend un réducteur pour accessoires conçu pour alimenter en puissance un ou plusieurs accessoires de moteur. Le moteur à turbine à gaz comprend une chambre de combustion dans laquelle du carburant est brûlé et un échangeur de chaleur carburant-huile agencé pour transférer de la chaleur entre de l'huile et du carburant qui est fourni dans la chambre de combustion. Une température moyenne d'huile lubrifiante est d'au moins 180 °C à la sortie du réducteur pour accessoires aux conditions de croisière. Le procédé comprend le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Les inventeurs étaient conscients que la température de carburant a un effet sur la combustion du carburant au sein de la chambre de combustion. Certains carburants différents des carburéacteurs classiques à base de kérosène, tels que des carburants aéronautiques durables, peuvent être chauffés à des températures plus élevées que des carburants classiques sans augmentation significative de calaminage. Cela peut améliorer l'efficacité de combustion du carburant. La température de carburant doit pour cette raison être prise en compte lors de la libération du carburant dans la chambre de combustion. Comme la température du carburant dépend de la quantité de chaleur transférée de celui-ci à l'huile lubrifiante utilisée pour refroidir le réducteur pour accessoires, la température de cette huile lubrifiante doit également être prise en compte. Une température moyenne de l'huile lubrifiante peut être d'au moins 185 °C, 190 °C, 195 °C, 200 °C, 205 °C, 210 °C, 215 °C, 220 °C, 225 °C ou 230 °C. Une température moyenne de l'huile lubrifiante peut être entre 180 °C et 230 °C, 190 °C et 230 °C, 200 °C et 230 °C, 210 °C et 230 °C ou 220 °C et 230 °C à la sortie du réducteur pour accessoires aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 140 °C, 150 °C, 160 °C, 170 °C, 180 °C, 190 °C ou 200 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 200 °C, 135 °C et 190 °C, 135 °C et 180 °C, 135 °C et 170 °C, 135 °C et 160 °C, ou 135 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 140 °C et 200 °C, 140 °C et 190 °C, 140 °C et 180 °C, 140 °C et 170 °C, 140 °C et 160 °C, ou 140 °C et 150 °C. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à 0,48 mm 2 /s ou moins, ou entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s, ou entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz à l'aide d'un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure, WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,90 mm WSD, ou ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,85 mm WSD. Le réducteur pour accessoires peut être conçu pour alimenter en puissance au moins une pompe à carburant destinée à libérer du carburant à une chambre de combustion du moteur. Le réducteur pour accessoires peut être conçu pour alimenter en puissance au moins une pompe à huile permettant d'alimenter de l'huile lubrifiante à un ou plusieurs composants de moteur. Le réducteur pour accessoires peut être conçu pour alimenter en puissance un générateur permettant de libérer de la puissance à un ou plusieurs systèmes électroniques et/ou électriques de moteur et/ou un ou plusieurs systèmes électroniques et/ou électriques d'aéronef. Le réducteur pour accessoires peut être monté sur un cœur du moteur. En variante, le réducteur pour accessoires peut être monté sur un carter de soufflante. Le moteur à turbine à gaz peut avoir ou comprendre un système de combustion à mélange pauvre. Selon un huitième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef. Le moteur à turbine à gaz comprend un réducteur pour accessoires conçu pour alimenter en puissance un ou plusieurs accessoires de moteur. Le moteur à turbine à gaz comprend une chambre de combustion dans laquelle du carburant est brûlé et un échangeur de chaleur carburant-huile agencé pour transférer de la chaleur entre de l'huile et du carburant qui est fourni dans la chambre de combustion. Une température moyenne de l'huile lubrifiante est d'au moins 180 °C à la sortie du réducteur pour accessoires aux conditions de croisière. Le moteur à turbine à gaz comprend un dispositif de commande configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Une température moyenne de l'huile lubrifiante peut être d'au moins 185 °C, 190 °C, 195 °C, 200 °C, 205 °C, 210 °C, 215 °C, 220 °C, 225 °C ou 230 °C. Une température moyenne de l'huile lubrifiante peut être entre 180 °C et 230 °C, 190 °C et 230 °C, 200 °C et 230 °C, 210 °C et 230 °C ou 220 °C et 230 °C à la sortie du réducteur pour accessoires aux conditions de croisière. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, ou à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 140 °C, 150 °C, 160 °C, 170 °C, 180 °C, 190 °C ou 200 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 200 °C, 135 °C et 190 °C, 135 °C et 180 °C, 135 °C et 170 °C, 135 °C et 160 °C, ou 135 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le dispositif de commande peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 140 °C et 200 °C, 140 °C et 190 °C, 140 °C et 180 °C, 140 °C et 170 °C, 140 °C et 160 °C, ou 140 °C et 150 °C. Le réducteur pour accessoires peut être conçu pour alimenter en puissance au moins une pompe à carburant destinée à libérer du carburant à une chambre de combustion du moteur. Le réducteur pour accessoires peut être conçu pour alimenter en puissance au moins une pompe à huile permettant d'alimenter de l'huile lubrifiante à un ou plusieurs composants de moteur. Le réducteur pour accessoires peut être conçu pour alimenter en puissance un générateur permettant de libérer de la puissance à un ou plusieurs systèmes électroniques et/ou électriques de moteur et/ou un ou plusieurs systèmes électroniques et/ou électriques d'aéronef. Le réducteur pour accessoires peut être monté sur un cœur du moteur. En variante, le réducteur pour accessoires peut être monté sur un carter de soufflante. Le moteur à turbine à gaz peut avoir ou comprendre un système de combustion à mélange pauvre. Dans l'un quelconque des aspects susmentionnés, la chambre de combustion peut comprendre entre 18 et 26 buses de pulvérisation de carburant, et de préférence peut comprendre entre 20 et 24 buses de pulvérisation de carburant. La chambre de combustion peut comprendre 22 buses de pulvérisation de carburant. Dans l'un quelconque des aspects ci-dessus, le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être dans la plage de 2 à 6. Le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être dans la plage de 2,5 à 4,5, et plus préférablement dans la plage de 3 à 4. Le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être dans la plage de 2 à 7, et peut de préférence être entre 2,5 et 6 et plus préférablement entre 3 et 5. Le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être 2, 3, 4, 5, 6, 7 ou au sein d'une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, et plus préférablement 2,5, 3, 3,5, 4, 4,5, 5,0, 5,5 ou 6,0 ou au sein d'une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, et même plus préférablement 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4,0, 4,1, 4,2, 4,3, 4,4, 4,5, 4,6, 4,7, 4,8, 4,9, 5,0 ou au sein d'une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être 2,0, 2,1, 2,2, 2,3, 2,4, 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4,0, 4,1, 4,2, 4,3, 4,4, 4,5, 4,6, 4,7, 4,8, 4,9, 5,0, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9, ou 6,0, ou au sein d'une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Sauf indication contraire, toutes les références à la « taille de cœur » ici sont en unités s.K 1/2 po et toutes les références au « nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur » sont le nombre de buses par taille unitaire de cœur de moteur également en s.K 1/2 po. Dans l'un quelconque des aspects susmentionnés, chaque buse de pulvérisation de carburant peut comprendre une buse de pulvérisation de carburant duplex. Dans l'un quelconque des aspects susmentionnés, un premier sous-ensemble des buses de pulvérisation de carburant peut être agencé pour recevoir davantage de carburant qu'un second sous-ensemble des buses de pulvérisation de carburant en dessous d'un point d'étagement. Le point d'étagement peut être ou peut comprendre un débit de carburant seuil. Dans l'un quelconque des aspects susmentionnés, le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut comprendre entre 2 et 6 buses de pulvérisation de carburant. Le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut comprendre 4 buses de pulvérisation de carburant. Le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut être agencé plus près d'un ou plusieurs allumeurs de la chambre de combustion que le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant. Dans l'un quelconque des aspects susmentionnés, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une vanne de séparation agencée pour séparer l'écoulement de carburant entre les buses de pulvérisation de carburant de la chambre de combustion de telle sorte que des injecteurs pilotes du premier sous-ensemble des buses de pulvérisation de carburant reçoivent plus de carburant que des injecteurs pilotes du second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant en dessous d'un point d'étagement. Le point d'étagement peut être ou peut comprendre un débit de carburant seuil. Dans l'un quelconque des aspects susmentionnés, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à entraînement direct. Comme indiqué ailleurs dans le présent document, la présente description peut s'appliquer à n'importe quelle 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. N'importe quel tel moteur peut être ou non pourvu d'un dispositif de postcombustion. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, conçu pour des applications de production de puissance sur terre ou en mer. Un moteur à turbine à gaz conformément à l'un quelconque aspect de la présente description peut comprendre un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des aubes de soufflante). Une telle soufflante peut être localisée en amont du cœur de moteur. En variante, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante localisée en aval du cœur de moteur, par exemple lorsque le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur (auquel cas la soufflante peut être dénommée 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 fixés à et entraînés par une turbine de puissance libre par l'intermédiaire d'un arbre. Les hélices peuvent tourner en sens inverse, c'est-à-dire que l'une tourne dans le sens des aiguilles d'une montre et l'autre dans le sens inverse autour de l'axe de rotation du moteur. En variante, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un étage d'hélice et un étage d'aubes directrices conçu en aval de l'étage d'hélice. L'étage d'aubes directrices peut être de pas variable. Ainsi, des turbines à haute pression, à pression intermédiaire et à puissance libre respectivement peuvent entraîner des compresseurs à haute pression et à pression intermédiaire et des hélices au moyen d'arbres d'interconnexion appropriés. Ainsi, les hélices peuvent fournir la majorité de la poussée de propulsion. Lorsque le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur, un ou plusieurs des étages d'hélice peuvent être entraînés par un réducteur. Le réducteur peut être du type décrit ici. Un moteur selon la présente description peut être un turboréacteur à double flux. Un tel moteur peut être un turboréacteur à double flux à entraînement direct dans lequel la soufflante est directement reliée à la turbine d'entraînement de soufflante, par exemple dépourvu de réducteur, par l'intermédiaire d'un arbre de cœur. Dans un tel turboréacteur à double flux à entraînement direct, on peut dire que la soufflante tourne à la même vitesse de rotation que la turbine d'entraînement de soufflante. Strictement à titre d'exemple, la turbine d'entraînement de soufflante peut être une première turbine, l'arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur, et le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre une seconde turbine et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au compresseur. La seconde turbine, le compresseur et le second arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, la seconde turbine peut être positionnée axialement en amont de la première turbine. Un moteur selon la présente description peut être un turboréacteur à double flux à engrenages. Dans un tel agencement, le moteur a une soufflante qui est entraînée par l'intermédiaire d'un réducteur. En conséquence, un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée de l'arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l'arbre de cœur. L'entrée vers le réducteur peut être directement à partir de l'arbre de cœur, ou indirectement à partir de l'arbre de cœur, par exemple par l'intermédiaire d'un arbre et/ou engrenage droits. L'arbre de cœur peut solidariser la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse plus basse). Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n'importe quel nombre souhaité d'arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d'exemple uniquement, la turbine reliée à l'arbre de cœur peut être une première turbine, le compresseur relié à l'arbre de cœur peut être un premier compresseur, et l'arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur raccordant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, 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 l'intermédiaire d'un conduit généralement annulaire) un flux depuis le premier compresseur. Le réducteur peut être agencé pour être entraîné par l'arbre de cœur qui est conçu pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre de cœur dans l'exemple ci-dessus). Par exemple, le réducteur peut être agencé pour être entraîné uniquement par l'arbre de cœur qui est conçu pour tourner (par exemple en cours d'utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple uniquement par le premier arbre de cœur, et non le second arbre de cœur, dans l'exemple ci-dessus). En variante, le réducteur peut être agencé pour être entraîné par n'importe quel ou n'importe quels arbre(s), par exemple les premier et/ou second arbres dans l'exemple ci-dessus. Le réducteur peut être une boîte de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l'entrée depuis l'arbre de cœur). N'importe quel type de réducteur peut être utilisé. Par exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ou « en étoile », tel que décrit d'une manière plus détaillée ailleurs dans le présent document. Un tel réducteur peut être un étage unique. En variante, un tel réducteur peut être un réducteur composé, par exemple un réducteur planétaire composé (qui peut avoir l'entrée sur l'engrenage solaire et la sortie sur la couronne dentée, et ainsi être dénommé un réducteur « en étoile composé »), par exemple ayant deux étages de réduction. Le réducteur peut avoir n'importe quel rapport de réduction souhaité (défini comme la vitesse de rotation de l'arbre d'entrée divisée par la vitesse de rotation de l'arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple dans la plage allant 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. Strictement à titre d'exemple, le réducteur peut être un réducteur en « étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Strictement à titre d'exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,0 à 3,1. Strictement à titre d'exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,6 à 4,2. Dans certains agencements, le rapport d'engrenage peut être à l'extérieur de ces plages. Dans n'importe quel moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, 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 trajectoire d'écoulement (par exemple axialement en aval). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) second compresseur, lorsqu'un second compresseur est fourni. À titre d'exemple supplémentaire, le flux à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l'entrée de la seconde turbine, lorsqu'une seconde turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbines. Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le second compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d'aubes de rotor et une rangée d'aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (en ce que leur angle d'incidence peut être variable). La rangée d'aubes de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être axialement décalées l'une de l'autre. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à double flux à entraînement direct comprenant 13 ou 14 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut, par exemple, comprendre 3 étages dans le premier compresseur (ou compresseur « basse pression ») et soit 10 soit 11 étages dans le second compresseur (ou compresseur « haute pression »). À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » (dans lequel la soufflante est entraînée par un premier arbre de cœur par l'intermédiaire d'une boîte de réduction) comprenant 11, 12 ou 13 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut comprendre 3 ou 4 étages dans le premier compresseur (ou compresseur « basse pression ») et 8 ou 9 étages dans le second compresseur (ou compresseur « 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 compresseur « basse pression ») et 10 étages dans le second compresseur (ou compresseur « haute pression »). La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la seconde turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d'aubes de rotor et une rangée d'aubes de stator, ou inversement, selon le besoin. Les rangées respectives d'aubes de rotor et d'aubes de stator peuvent être axialement décalées les unes des autres. La seconde turbine (ou turbine « haute pression ») peut comprendre 2 étages dans n'importe quel 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 turbine « basse pression ») ayant 5, 6 ou 7 étages. En variante, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » comprenant une première turbine (ou turbine « basse pression ») ayant 3 ou 4 étages. Chaque aube de soufflante peut être définie comme ayant une portée radiale s'étendant d'un pied (ou d'un moyeu) au niveau d'un emplacement radialement interne lavé par les gaz, ou position de portée de 0 %, jusqu'à une extrémité à une position de portée de 100 %. Le rapport du rayon de l'aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l'aube de soufflante au niveau de l'extrémité peut être inférieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 ou 0,25. Le rapport du rayon de l'aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l'aube de soufflante au niveau de l'extrémité peut être inclus dans une plage délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0,28 à 0,32 ou de 0,29 à 0,30. Ces rapports peuvent être couramment désignés le rapport du moyeu à l'extrémité. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de l'extrémité peuvent l'un et l'autre être mesurés au niveau de la partie de bord d'attaque (ou axialement la plus en avant) de l'aube. Le rapport du moyeu à l'extrémité fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de l'aube de soufflante, c'est-à-dire la partie radialement à l'extérieur d'une quelconque plate-forme. Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne médiane du moteur et l'extrémité d'une aube de soufflante au niveau de son bord d'attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement deux fois le rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 140 cm, 170 cm, 180 cm, 190 cm, 200 cm, 210 cm, 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 210 cm à 240 cm, ou 250 cm à 280 cm, ou 320 cm à 380 cm. Strictement à titre d'exemple non limitatif, le diamètre de soufflante peut être dans la plage allant de 170 cm à 180 cm, 190 cm à 200 cm, 200 cm à 210 cm, 210 cm à 230 cm, 290 cm à 300 cm ou 340 cm à 360 cm. La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d'utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est plus basse pour des soufflantes avec un diamètre plus élevé. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière peut être inférieure à 3500 tr/min, par exemple inférieure à 2600 tr/min, ou inférieure à 2500 tr/min, ou inférieure à 2300 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 2750 à 2900 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 2500 à 2800 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1500 à 1800 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 190 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 3600 à 3900 tr/min. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 2000 à 2800 tr/min. En cours d'utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les aubes de soufflante associées) tourne autour d'un axe de rotation. Cette rotation résulte en un déplacement de l'extrémité de l'aube de soufflante avec une vitesse U tip . Le travail accompli par les aubes de soufflante sur le flux résulte en une élévation d'enthalpie dH du flux. Une charge d'extrémité de soufflante peut être définie par dH/U tip 2 , où dH est l'augmentation d'enthalpie (par exemple l'augmentation d'enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et U tip est la vitesse (de translation) de l'extrémité de soufflante, par exemple au niveau du bord d'attaque de l'extrémité (qui peut être défini en tant que rayon d'extrémité de soufflante au niveau du bord d'attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge d'extrémité de soufflante aux conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les valeurs 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 (c'est-à-dire les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant 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 conformément à la présente description peuvent avoir n'importe quel rapport de contournement (BPR) souhaité, où le rapport de contournement est défini comme le rapport du débit massique du flux à travers le conduit de contournement au débit massique du flux à travers le cœur. Dans certains agencements le rapport de contournement aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque des suivants : 9, 9,5, 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de contournement aux conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 12 à 16, 13 à 15, ou 13 à 14. Strictement à titre d'exemple non limitatif, le rapport de contournement aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à entraînement direct selon la présente description peut être dans la plage allant de 9:1 à 11:1. Strictement à titre d'exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de contournement aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages selon la présente description peut être dans la plage allant de 12:1 à 15:1. Le conduit de contournement peut être sensiblement annulaire. Le conduit de contournement peut être radialement à l'extérieur du moteur de cœur. La surface radialement externe du conduit de contournement peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. Le rapport de pression global (OPR) d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation à la sortie du compresseur à plus haute pression (avant entrée dans la chambre de combustion) à la pression de stagnation en amont de la soufflante. À titre d'exemple non limitatif, le rapport de pression global d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l'ordre de) n'importe lequel des suivants : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 50 à 70. Strictement à titre d'exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 40 à 45. Strictement à titre d'exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 45 à 55. Strictement à titre d'exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. Strictement à titre d'exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. La poussée spécifique d'un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans certains exemples, la poussée spécifique peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique du carburant fourni à la chambre de combustion. Aux conditions de croisière, la poussée spécifique d'un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s ou 80 Nkg -1 s. La poussée spécifique peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 80 Nkg -1 s à 100 Nkg -1 s, ou de 85 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la poussée spécifique d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la poussée spécifique d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 80 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la poussée spécifique d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 70 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la poussée spécifique d'un moteur à turbine à gaz à engrenages à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 120 Nkg -1 s. Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d'exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d'au moins (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 100 kN, 110 kN, 120 kN, 130 kN, 135 kN, 140 kN, 145 kN, 150 kN, 155 kN, 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN ou 550 kN. La poussée maximale peut être une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Strictement à titre d'exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage allant de 155 kN à 170 kN, 330 kN à 420 kN, ou 350 kN à 400 kN. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la poussée maximale d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 140 kN à 160 kN. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la poussée maximale d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 150 kN à 200 kN. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la poussée maximale d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la poussée maximale d'un moteur à turbine à gaz à engrenages à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques types au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec le moteur statique. En cours d'utilisation, la température du flux à l'entrée de turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, qui peut être dénommée TET, peut être mesurée à la sortie de la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui elle-même peut être appelée aube directrice de tuyère. Dans certains exemples, la TET peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique du carburant fourni à la chambre de combustion. aux conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des suivantes : 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1550 K, 1600 K ou 1650 K. Ainsi, strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1540 K à 1600 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 1590 K à 1650 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1600 K à 1660 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1590 K à 1650 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d'un moteur à turbine à gaz à engrenages à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1570 K à 1630 K. La TET aux conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 1530 K à 1600 K. La TET maximale en utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K, 2000 K, 2050 K ou 2100 K. Ainsi, strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET maximale d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET maximale d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET maximale d'un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET maximale d'un moteur à turbine à gaz à engrenages à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1935 K à 1995 K. Strictement à titre d'exemple non limitatif, la TET maximale d'un moteur à turbine à gaz à engrenages à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1950 K. La TET maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 1800 K à 1950 K, ou 1900 K à 2000 K. La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (PMD). Une partie d'aube de soufflante et/ou de profil aérodynamique d'une aube de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de n'importe quel matériau ou combinaison de matériaux approprié(e). 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 de fibres de carbone. À titre d'exemple supplémentaire au moins une partie de l'aube de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d'un métal, tel qu'un métal à base de titane ou un matériau à base d'aluminium (tel qu'un alliage aluminium-lithium) ou un matériau à base d'acier. L'aube de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, l'aube de soufflante peut avoir un bord d'attaque protecteur, qui peut être fabriqué en utilisant un matériau qui est plus à même de résister à un impact (par exemple par des oiseaux, de la glace ou un autre matériau) que le reste de l'aube. Un tel bord d'attaque peut, par exemple, être fabriqué en utilisant du titane ou un alliage à base de titane. Ainsi, strictement à titre d'exemple, l'aube de soufflante peut avoir un corps en fibre de carbone ou à base d'aluminium (tel qu'un alliage aluminium-lithium) avec un bord d'attaque en titane. Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les aubes de soufflante peuvent s'étendre, par exemple dans une direction radiale. Les aubes de soufflante peuvent être reliées à la partie centrale de n'importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque aube de soufflante peut comprendre un élément de fixation qui peut venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu (ou disque). Strictement à titre d'exemple, un tel élément de fixation peut être sous la forme d'une queue d'aronde qui peut s'encocher dans et/ou venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu/disque afin de fixer l'aube de soufflante au moyeu/disque. À titre d'exemple supplémentaire, les aubes de soufflante peuvent être formées de manière solidaire à une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné disque à aubage ou couronne à aubage. N'importe quel procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou une telle couronne à aubage. Par exemple, au moins une partie des aubes de soufflante peut être usinée à partir d'un bloc et/ou au moins une partie des aubes de soufflante peut être reliée au moyeu/disque par soudure, telle qu'une soudure par friction linéaire. Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent être ou non pourvus d'une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varier l'aire de sortie du conduit de contournement en cours d'utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s'appliquer à des moteurs avec ou sans VAN. La soufflante d'une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n'importe quel nombre souhaité d'aubes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps en composite de 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'ils sont utilisés ici, les termes ralenti, roulage, décollage, montée, croisière, descente, approche, et atterrissage ont la signification classique et seraient aisément compris par l'homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné destiné à un aéronef, l'homme du métier reconnaîtra immédiatement chaque terme comme faisant référence à une phase de fonctionnement du moteur dans le cadre d'une mission donnée d'un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, le ralenti au sol peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur où l'aéronef est stationnaire et en contact avec le sol, mais où il y a une obligation de faire tourner le moteur. Pendant le ralenti, le moteur peut produire entre 3 % et 9 % de la poussée disponible du moteur. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 5 % et 8 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 6 % et 7 % de la poussée disponible. Le roulage peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur au cours de laquelle l'avion est propulsé au sol par la poussée produite par le moteur. Pendant le roulage, le moteur peut produire entre 5 % et 15 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 6 % et 12 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 7 % et 10 % de la poussée disponible. Le décollage peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur au cours de laquelle l'avion est propulsé par la poussée produite par le moteur. Lors d'une étape initiale de la phase de décollage, l'aéronef peut être propulsé alors qu'il est en contact avec le sol. Lors d'une étape ultérieure de la phase de décollage, l'aéronef peut être propulsé alors qu'il n'est pas en contact avec le sol. Pendant le décollage, le moteur peut produire entre 90 % et 100 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 95 % et 100 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire 100 % de la poussée disponible. La montée peut faire référence à une phase de fonctionnement du moteur au cours de laquelle l'avion est propulsé par la poussée produite par le moteur. Pendant la montée, le moteur peut produire entre 75 % et 100 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 80 % et 95 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 85 % et 90 % de la poussée disponible. En ce sens, la montée peut faire référence à une phase de fonctionnement au cours d'un cycle de vol d'aéronef entre le décollage et l'arrivée aux conditions de croisière. En plus ou en variante, la montée peut faire référence à un point nominal dans un cycle de vol d'aéronef entre le décollage et l'atterrissage, où une augmentation relative d'altitude est requise, laquelle peut exiger une demande de poussée supplémentaire du moteur. Telles qu'elles sont utilisées 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 que des conditions de croisière signifient le point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d'une mission donnée (qui peut être désignée dans l'industrie en tant que « mission économique ») d'un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, la mi-croisière est le point dans un cycle de vol d'aéronef au niveau duquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian – en termes de temps et/ou de distance – entre la fin de la montée et le début de la descente). Des conditions de croisière définissent ainsi un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait un fonctionnement en régime permanent (c'est-à-dire le maintien d'une altitude constante et d'un nombre de Mach constant) à mi-croisière d'un aéronef auquel il est conçu pour être fixé, en tenant compte du nombre de moteurs fournis sur cet aéronef. Par exemple lorsqu'un moteur est conçu pour être fixé à un aéronef qui a deux moteurs du même type, aux conditions de croisière le moteur fournit la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime permanent de cet aéronef à mi-croisière. En d'autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière sont définies en tant que point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir – en combinaison avec n'importe quels autres moteurs sur l'aéronef – un fonctionnement en régime permanent de l'aéronef auquel il est conçu pour être fixé à un nombre de Mach à mi-croisière donné) aux conditions atmosphériques à mi-croisière (définies par l'atmosphère type internationale selon la norme ISO 2533 à l'altitude à mi-croisière). Pour n'importe quel moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur aux conditions de croisière est clairement défini. Strictement à titre d'exemple, la vitesse avant à la condition de croisière peut être n'importe quel point dans la plage allant de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l'ordre de Mach 0,8, de l'ordre de Mach 0,85 ou dans la plage allant de 0,8 à 0,85. N'importe quelle vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie de la condition de croisière. Pour un certain aéronef, les conditions de croisière peuvent être à l'extérieur de ces plages, par exemple en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9. Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale, ISA) à une altitude qui est dans la plage allant de 10 000 m à 15 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 400 m à 11 600 m (à peu près 38 000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage allant de 10 600 m à 11 400 m, par exemple dans la plage allant de 10 700 m (à peu près 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage allant de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage allant de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l'ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types à n'importe quelle altitude donnée dans ces plages. Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l'avant de 0,8 et à des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 35 000 pieds (10 668 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est, bien sûr, dépendant du moteur et de son application prévue et peut être, par exemple, une valeur dans la plage allant de 20 kN à 40 kN. Strictement à titre d'exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l'avant de 0,85 et à des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est, bien sûr, dépendant du moteur et de son application prévue et peut être, par exemple, une valeur dans la plage allant de 35 kN à 65 kN. En cours d'utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner aux conditions de croisière définies ailleurs dans le présent document. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d'un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion. De plus, l'homme du métier reconnaîtrait immédiatement l'un et/ou l'autre des termes « descente » et « approche » pour désigner une phase de fonctionnement au sein d'un cycle de vol d'un aéronef, entre la croisière et l'atterrissage de l'aéronef. Pendant l'une et/ou l'autre de la descente et de l'approche, le moteur peut produire entre 20 % et 50 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 25 % et 40 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 30 % et 35 % de la poussée disponible. En plus ou en variante, la descente peut faire référence à un point nominal dans un cycle de vol d'aéronef entre le décollage et l'atterrissage, où une diminution relative d'altitude est requise, et qui peut exiger une demande de poussée réduite du moteur. Selon un aspect, on fournit un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L'aéronef selon cet aspect est l'aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être fixé. Ainsi, les conditions de croisière selon cet aspect correspondent à la mi-croisière de l'aéronef, telle que définie ailleurs dans le présent document. Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être à n'importe quelle condition appropriée, qui peut être telle que définie ailleurs dans le présent document (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach). Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut inclure (ou peut être) un fonctionnement à n'importe quelle condition appropriée, par exemple la mi-croisière de l'aéronef, telle que définie ailleurs dans le présent document. Tel qu'elle est utilisée ici, une plage « de la valeur X à la valeur Y » ou « entre la valeur X et la valeur Y », ou similaires, désigne une plage inclusive ; y compris les valeurs de délimitation de X et Y. L'homme du métier comprendrait que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l'un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué mutatis mutandis à n'importe quel autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, toute caractéristique ou tout paramètre décrit ici peut être appliqué à tout aspect et/ou associé à toute autre caractéristique ou tout autre paramètre décrit ici. Des modes de réalisation vont maintenant être décrits à titre d'exemple uniquement, en référence aux Figures, sur lesquelles : est une vue latérale en coupe d'un moteur à turbine à gaz ; est une représentation schématique d'un système de distribution de carburant et de la chambre de combustion d'un moteur à turbine à gaz ; est une vue en coupe transversale à travers la chambre de combustion d'une turbine à gaz le long de l'axe de rotation principal du moteur ; est une autre représentation schématique d'un système de distribution de carburant et de la chambre de combustion d'un moteur à turbine à gaz ; et , et montrent des procédés de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz par rapport à des paramètres de carburant comportant le pouvoir lubrifiant, la température lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière et la viscosité lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. En référence à la , un moteur à turbine à gaz est généralement référencé 10, ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend, en série de flux axial, une admission d'air 12, une soufflante de propulsion 13, un compresseur à pression intermédiaire 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine à pression intermédiaire 18, une turbine basse pression 19 et une tuyère d'échappement 20. Une nacelle 21 entoure le moteur 10 et définit à la fois l'admission 12 et la tuyère d'échappement 20. En cours d'utilisation, de l'air entrant dans l'admission 12 est accéléré par la soufflante 13 pour produire deux flux d'air : un flux d'air de cœur A et un flux d'air de contournement B. Le moteur à turbine à gaz comprend un cœur 11 qui reçoit le flux d'air de cœur A. Le flux d'air de cœur A s'écoule dans le compresseur à pression intermédiaire 14, et le flux d'air de contournement B passe à travers un conduit de contournement 22 pour fournir une poussée de propulsion. Le compresseur à pression intermédiaire 14 comprime le flux d'air A avant de libérer cet air au compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire se déroule. Le moteur à turbine à gaz comprend un carter de soufflante 13a dans lequel la soufflante 13 est montée, dont une surface interne définit une partie du conduit de contournement 22. L'air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l'équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L'équipement de combustion 16 peut être dénommé chambre de combustion 16, les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » étant utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent, de ce fait, les turbines à haute pression, pression intermédiaire et basse pression 17, 18, 19 avant d'être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une poussée de propulsion supplémentaire. Les turbines à haute pression 17, pression intermédiaire 18 et basse pression 19 entraînent respectivement le compresseur haute pression 15, le compresseur à pression intermédiaire 14 et la soufflante 13, chacun par un arbre d'interconnexion approprié. D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. À titre d'exemple de tels moteurs peuvent avoir un autre nombre d'arbres d'interconnexion (par exemple deux) et/ou un autre nombre de compresseurs et/ou de turbines. Il convient de noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tel qu'ils sont utilisés ici peuvent être considérés comme désignant les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c'est-à-dire ne comportant pas la soufflante 13) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés ensemble par l'arbre d'interconnexion avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur. Dans une certaine littérature, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » auxquelles il est fait référence ici peuvent en variante être connues sous le nom de « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu'une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 13 peut être désignée premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression. En outre le moteur peut comprendre un réducteur fourni dans la chaîne cinématique allant d'une turbine à un compresseur et/ou une soufflante. Ainsi, la présente description s'étend à un moteur à turbine à gaz ayant n'importe quel agencement de styles de réducteur (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d'agencement d'arbres d'entrée et de sortie, et d'emplacements de palier. Éventuellement, le réducteur peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un surpresseur). D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un autre nombre de compresseurs et/ou de turbines et/ou un autre nombre d'arbres d'interconnexion. À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz montré sur la a une tuyère à flux divisé, ce qui signifie que le flux à travers le conduit de contournement 22 a sa propre tuyère qui est indépendante de, et radialement à l'extérieur de, la tuyère de moteur de cœur. Cependant, ceci n'est pas limitant, et n'importe quel aspect de la présente description peut également s'appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de contournement 22 et le flux à travers le cœur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à flux mélangé (comme montré sur la ). L'une et/ou l'autre des tuyères (qu'elles soient à flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une aire fixe ou variable. Alors que l'exemple décrit se rapporte à un turboréacteur à double flux, la description peut s'appliquer, par exemple, à n'importe quel type de moteur à turbine à gaz, tel qu'un rotor ouvert (dans lequel l'étage de soufflante n'est pas entouré par une nacelle) ou un turbopropulseur, par exemple. La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants de celui-ci, est définie par un système d'axes classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée sur l'axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction du bas vers le haut sur la ) et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page sur la vue de la ). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont mutuellement perpendiculaires. Le carburant F fourni à l'équipement de combustion 16 peut comprendre carburant hydrocarboné d'origine fossile, tel que du kérosène. Ainsi, le carburant F peut comprendre des molécules provenant d'une ou plusieurs des familles chimiques des n-alcanes, iso-alcanes, cycloalcanes, et aromatiques. En plus ou en variante, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, autrement connus sous le nom de carburant aéronautique durable (SAF). Dans chacun des exemples fournis, le carburant F peut comprendre un ou plusieurs éléments à l'état de trace comportant, par exemple, soufre, azote, oxygène, inorganiques, et métaux. La performance fonctionnelle d'une composition, ou d'un mélange, donné de carburant pour utilisation dans une mission donnée, peut être définie, au moins en partie, par la capacité du carburant à alimenter le cycle de Brayton du moteur à turbine à gaz 10. Des paramètres définissant la performance fonctionnelle peuvent comporter, par exemple, l'énergie spécifique ; la densité énergétique ; la stabilité thermique ; et, les émissions y compris les particules. Une énergie spécifique (c'est-à-dire l'énergie par masse unitaire) relativement plus élevée, exprimée en MJ/kg, peut au moins partiellement réduire le poids au décollage, ce qui fournit potentiellement une amélioration relative de rendement énergétique. Une densité énergétique (c'est-à-dire l'énergie par volume unitaire) relativement plus élevée, exprimée en MJ/L, peut au moins partiellement réduire le volume de carburant au décollage, ce qui peut être particulièrement important pour des missions à volume limité ou des opérations militaires impliquant un ravitaillement en carburant. Une stabilité thermique (c'est-à-dire une inhibition de dégradation du carburant ou de formation de calamine sous contrainte thermique) relativement plus élevée peut permettre au carburant de supporter des températures élevées dans le moteur et les injecteurs de carburant, fournissant ainsi potentiellement des améliorations relatives d'efficacité de combustion. Des émissions réduites, notamment de matières particulaires, peuvent permettre de réduire la formation de traînée de condensation, tout en réduisant l'impact environnemental d'une mission donnée. D'autres propriétés du carburant peuvent également être essentielles à la performance fonctionnelle. Par exemple, un point de congélation (°C) relativement plus bas peut permettre aux missions de longue distance d'optimiser les profils de vol ; des concentrations minimales en aromatiques (%) peuvent assurer un gonflement suffisant de certains matériaux utilisés dans la construction de joints toriques et de joints d'étanchéité qui ont été précédemment exposés à des carburants à forte teneur en aromatiques ; et, une tension superficielle maximale (mN/m) peut assurer une rupture de pulvérisation et une atomisation suffisantes du carburant. Le rapport du nombre d'atomes d'hydrogène au nombre d'atomes de carbone dans une molécule peut influencer l'énergie spécifique d'une composition donnée, ou d'un mélange de carburant. Des carburants ayant des rapports plus élevés des atomes d'hydrogène aux atomes de carbone peuvent avoir des énergies spécifiques plus élevées en l'absence de contrainte de liaison. Par exemple, des carburants hydrocarbonés d'origine fossile peuvent comprendre des molécules avec approximativement 7 à 18 carbones, une part importante d'une composition donnée provenant de molécules avec 9 à 15 carbones, avec une moyenne de 12 carbones. Un certain nombre de mélanges de carburants aéronautiques durables ont été approuvés pour utilisation. Par exemple, certains mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange allant jusqu'à 10 % de carburant aéronautique durable, tandis que d'autres mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange compris entre 10 % et 50 % de carburant aéronautique durable (le reste comprenant un ou plusieurs carburants hydrocarbonés d'origine fossile, tels que du kérosène), d'autres compositions étant en attente d'approbation. Cependant, il est anticipé dans l'industrie aéronautique que des mélanges de carburants aéronautiques durables comprenant jusqu'à (et y compris) 100 % de carburant aéronautique durable (SAF) soient éventuellement approuvés pour utilisation. Des carburants aéronautiques durables peuvent comprendre un ou plusieurs parmi n-alcanes, iso-alcanes, cyclo--alcanes, et aromatiques, et peuvent être produits, par exemple, à partir d'un ou plusieurs parmi des gaz de synthèse (syngaz) ; des lipides (par exemple matières grasses, huiles et graisses) ; des sucres ; et des alcools. Ainsi, des carburants aéronautiques durables peuvent comprendre l'une ou/et l'autre parmi une teneur plus basse en aromatiques et en soufre, par rapport aux carburants hydrocarbonés d'origine fossile. En plus ou en variante, des carburants aéronautiques durables peuvent comprendre l'un ou/et l'autre parmi une teneur plus élevée en iso-alcane et en cyclo-alcane, par rapport aux carburants hydrocarbonés d'origine fossile. Ainsi, dans certains exemples, des carburants aéronautiques durables peuvent comprendre l'un ou/et l'autre parmi une masse volumique comprise entre 90 % et 98 % de celle du kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % de celui du kérosène. En raison au moins en partie de la structure moléculaire des carburants aéronautiques durables, des carburants aéronautiques durables peuvent fournir des bénéfices comportant, par exemple, un ou plusieurs parmi une énergie spécifique plus élevée (malgré, dans certains exemples, une densité énergétique plus basse) ; une capacité thermique spécifique plus élevée ; une stabilité thermique plus élevée ; un pouvoir lubrifiant plus élevé ; une viscosité plus basse ; une tension superficielle plus basse ; un point de congélation plus bas ; des émissions de suie plus basses ; et, des émissions de CO 2 plus basses, par rapport aux carburants hydrocarbonés d'origine fossile (par exemple lorsqu'ils sont brûlés dans l'équipement de combustion 16). Ainsi, par rapport à des carburants hydrocarbonés d'origine fossile, tels que du kérosène, des carburants aéronautiques durables peuvent entraîner l'un ou/et l'autre parmi une diminution relative de consommation spécifique de carburant, et une diminution relative des coûts d'entretien. La montre une représentation schématique du système de distribution de carburant 102 et de la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10. La chambre de combustion 16 est conçue pour utiliser une combustion étagée à mélange pauvre. Le carburant est réparti entre des injecteurs de carburant pilotes et des injecteurs de carburant principaux au moyen d'un dispositif de commande de système de carburant qui dans l'exemple illustré est fourni par une unité de dosage de carburant (FMU) 104 sous la commande d'une commande de moteur électronique (EEC) 106. Du carburant est libéré à l'unité de dosage de carburant 104 par une pompe à carburant 108. Dans l'exemple montré, la pompe à carburant 108 est entraînée mécaniquement par un réducteur pour accessoires (AGB) 110, bien que la pompe à carburant 108 puisse en variante être entraînée électriquement. La pompe à carburant 108 montrée sur la peut être l'une parmi des multiples pompes à carburant fournies au sein du système de distribution de carburant 102. Par exemple, la pompe à carburant 108 peut être une pompe à carburant à haute pression fournie sur le moteur à turbine à gaz 10, avec une ou plusieurs pompes à carburant à basse pression supplémentaires étant également fournies, éventuellement à bord de l'aéronef plutôt que faisant partie du moteur à turbine à gaz 10. Du carburant à haute pression est libéré par l'unité de dosage de carburant 104 dans un ou plusieurs collecteurs de carburant pour distribution aux injecteurs de carburant pilotes 116A et aux injecteurs de carburant principaux 116B. La libération de carburant par l'intermédiaire des injecteurs de carburant pilotes 116A et des injecteurs de carburant principaux 116B est étagée, ainsi à des faibles puissances (et donc des débits massiques d'air bas) le carburant est principalement ou entièrement libéré aux injecteurs de carburant pilotes 116A à un rapport carburant-air riche (c'est-à-dire à un rapport d'équivalence supérieur à l'unité) pour une stabilité de flamme améliorée. À mesure que la puissance et le débit massique augmentent, un point d'étagement est atteint au niveau duquel le carburant est libéré par certains ou la totalité des injecteurs de carburant principaux 116B, enrichissant l'écoulement de carburant par les injecteurs de carburant pilotes 116A. Les injecteurs de carburant principaux 116B sont conçus pour injecter du carburant à un rapport carburant-air pauvre (c'est-à-dire à un rapport d'équivalence inférieur à l'unité). À ce point, l'écoulement d'air est tel que le rapport d'équivalence immédiatement en aval des injecteurs de carburant pilotes 116A est également pauvre en carburant. Dans l'exemple montré, à des niveaux de puissance plus élevés, du carburant est injecté par tous les injecteurs de carburant principaux 116B. Le spécialiste de la technique sera familiarisé avec le fonctionnement des systèmes de combustion étagés afin de réaliser un mélange pauvre à des puissances élevées tout en observant également des limites d'inflammabilité à de plus faibles puissances. Le compromis d'injection de carburant par les injecteurs de carburant pilotes 116A et les injecteurs de carburant principaux 116B est commandé par le dispositif de commande électronique de moteur 106, qui fournit des signaux de commande à l'unité de dosage de carburant 104. Les signaux de commande peuvent indiquer directement ou indirectement le carburant total qui doit être injecté, par exemple sous la forme d'un débit de carburant et le rapport du débit de carburant d'injecteur pilote au débit de carburant d'injecteur principal. La montre une section à travers la chambre de combustion 16 le long d'un axe de rotation principal 9 du moteur. La chambre de combustion 16 comprend une chambre de combustion annulaire 120, définie par une chemise 122. D'autres configurations de chambre de combustion peuvent en variante être utilisées, par exemple chambres de combustion canulaires, chambres de combustion en boîte, etc. La chambre de combustion 16 comprend une pluralité de buses de pulvérisation de carburant 124 agencées autour d'une circonférence de la chambre de combustion 16 et conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion 120. Dans l'exemple montré, la chambre de combustion 16 comprend 16 buses de pulvérisation de carburant 124. La chambre de combustion 16 peut, en variante, comprendre n'importe quel nombre approprié de buses de pulvérisation de carburant, par exemple, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 17, 18 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 29, 30 buses de pulvérisation de carburant, etc. La chambre de combustion peut comprendre un nombre de buses de pulvérisation de carburant dans une plage inclusive définie entre deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (les deux valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures de la plage). Par exemple, la chambre de combustion peut comprendre entre 18 et 26 buses de pulvérisation de carburant, ou entre 20 et 24 buses de pulvérisation de carburant ou entre 17 et 21 buses de pulvérisation de carburant. La taille de cœur définit la taille du cœur 11 du moteur 10. La taille de cœur de moteur peut être définie comme : où = le débit massique, en livres par seconde, de l'air à l'entrée dans le compresseur haute pression 15, = la température, en Kelvin, de l'air à la sortie du compresseur haute pression 15, et = la pression, en livre pouces par seconde au carré par pouce au carré, de l'air à la sortie du compresseur haute pression 15. Une unité de taille de cœur est pour cette raison exprimée en tant que : La taille de cœur (en s.K 1/2 .po ) du moteur peut être entre 4 et 7, par exemple 4, 4,5, 5, 5,5, 6, 6,5, ou 7, ou n'importe quelle plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans certains exemples, la taille de cœur de moteur (en s.K 1/2 .po ) peut être dans la plage de 5,0, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9, ou 6, ou n'importe quelle plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans encore d'autres exemples, la taille de cœur de moteur (en s.K 1/2 .po ) peut être dans la plage de 5,25, 5,26, 5,27, 5,28, 5,29, 5,30, 5,31, 5,32, 5,33, 5,34, 5,35, 5,36, 5,37, 5,38, 5,39, 5,40, 5,41, 5,42, 5,43, 5,44, ou 5,45, ou n'importe quelle plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur (dans les unités données ci-dessus) peut être dans la plage de 2 à 6, par exemple, 2, 3, 4, 5, 6, ou au sein d'une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans certains exemples préférés, le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être dans la plage de 2,5 à 4,5, par exemple 2,5, 3, 3,5, 4 ou 4,5, ou n'importe quelle plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans encore d'autres exemples, le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être dans la plage de 3 à 4, par exemple 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, ou 4,0, ou n'importe quelle plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans certains exemples, le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être dans la plage de 2 à 7, et peut de préférence être entre 2,5 et 6 et plus préférablement entre 3 et 5. Dans encore d'autres exemples, le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être 2,0, 2,1, 2,2, 2,3, 2,4, 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4,0, 4,1, 4,2, 4,3, 4,4, 4,5, 4,6, 4,7, 4,8, 4,9, 5,0, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9, 6,0, 6,1, 6,2, 6,3, 6,4, 6,5, 6,6, 6,7, 6,8, 6,9, 7,0 ou au sein d'une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. La taille de cœur est définie ici à une condition de fonctionnement de moteur correspondant à une valeur maximale de l'écoulement semi-non-dimensionnel à l'entrée du compresseur haute pression, définie comme : où = le débit massique, (en livres par seconde) de l'air à l'entrée dans le compresseur haute pression, = la température (en Kelvin) de l'air à l'entrée du compresseur haute pression, et est la pression (en livre pouces par seconde au carré par pouce au carré) de l'air à l'entrée du compresseur haute pression. La condition de fonctionnement correspondant à l'écoulement semi-non-dimensionnel maximal à l'entrée de compresseur haute pression peut être la condition de fonctionnement de fin de montée. La taille de cœur à laquelle il est fait référence ici peut pour cette raison être définie à la condition de fonctionnement de fin de montée. La fin de montée peut être telle que définie dans la technique et telle que comprise par l'homme du métier pour une implémentation spécifique d'une turbine à gaz de la présente demande. Dans un exemple spécifique, la fin de montée peut correspondre à un fonctionnement à une altitude comprise entre 30 000 pieds et 39 000 pieds (plus spécifiquement 35 000 pieds), une vitesse avant d'un nombre de Mach 0,75 à 0,85, et une température d'air ambiant (DTAMB) de ISA+10 K à ISA+15 K. Dans l'exemple montré, chaque buse de pulvérisation de carburant 124 comprend une buse de pulvérisation de carburant duplex (également connue sous le nom buse à étagement interne) dans laquelle un injecteur de carburant pilote 116A est intégré dans la même buse de pulvérisation de carburant 124 que l'injecteur de carburant principal 116B. Cependant, il est envisagé que d'autres types de configurations de combustion étagées puissent être utilisées, par exemple celles avec des injecteurs de carburant pilotes et des injecteurs de carburant principaux dans des buses de pulvérisation de carburant séparées plutôt que l'un et l'autre contenus dans des buses de pulvérisation de carburant duplex ou à étagement interne. En effet, il sera entendu que les principes décrits ici peuvent être appliqués à n'importe quel système de combustion étagé comprenant des injecteurs de carburant pilotes et des injecteurs de carburant principaux. En revenant à la , le système de distribution de carburant 102 comprend une vanne de séparation (SV) 112 conçue pour séparer l'écoulement de carburant entre les buses de pulvérisation de carburant 124 de la chambre de combustion 16 de telle sorte que les injecteurs pilotes 116A d'un premier sous-ensemble 124A des buses de pulvérisation de carburant 124 reçoivent plus de carburant que les injecteurs pilotes 116A d'un second sous-ensemble 124B des buses de pulvérisation 124 en dessous d'un point d'étagement, par exemple jusqu'à un débit de carburant ou puissance de moteur seuil. En dessous du point d'étagement, les injecteurs pilotes du second sous-ensemble 124B peuvent ne pas recevoir de carburant, ou recevoir une quantité plus basse de carburant par comparaison avec celles du premier sous-ensemble 124A. Au-dessus du point d'étagement, la totalité des injecteurs pilotes peuvent recevoir la même quantité de carburant. Dans le présent exemple, les premier et second sous-ensembles 124A, 124B de buses de pulvérisation de carburant comportent tous les buses de pulvérisation de carburant fournies dans la chambre de combustion comme montré sur la . Le dispositif de commande électronique de moteur 106 est configuré pour commander la vanne de séparation 112, bien que la vanne de séparation 112 puisse en variante être commandée mécaniquement ou avoir une configuration fixe. Lorsqu'on fait référence à la quantité de carburant fournie à chaque buse de pulvérisation de carburant, on entend le débit de carburant fourni aux buses à un moment donné. Dans l'exemple montré sur la , le premier sous-ensemble 124A de buses de pulvérisation de carburant 124 comprend 2 buses de pulvérisation de carburant 124 (montrées en lignes hachurées). Le premier sous-ensemble 124A de buses de pulvérisation de carburant 124 peut en variante comprendre n'importe quel nombre approprié de buses de pulvérisation de carburant 124, par exemple, 1, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10 ou plus des buses de pulvérisation de carburant 124, ou un nombre au sein d'une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le premier sous-ensemble 124A de buses de pulvérisation de carburant peut comprendre entre 2 et 6 buses de pulvérisation de carburant. Le second sous-ensemble 124B de buses de pulvérisation de carburant peut comprendre entre 16 et 20 buses de pulvérisation de carburant, ou entre 13 et 17 buses de pulvérisation de carburant. En variante, le système de distribution de carburant 102 peut ne pas comprendre de vanne de séparation, et les injecteurs pilotes 116A des buses de pulvérisation de carburant 124 peuvent recevoir chacun sensiblement la même quantité de carburant en dessous d'un point d'étagement. Dans l'exemple montré, les buses de pulvérisation de carburant 124 du premier sous-ensemble 124A de buses de pulvérisation de carburant 124 sont disposées au sein de la chambre de combustion 16 de telle sorte qu'elles sont localisées plus près d'un ou plusieurs allumeurs 126 de la chambre de combustion 16 que ceux du second sous-ensemble 124B de buses de pulvérisation de carburant 124. Cependant, cela n'est pas essentiel, et le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant 124A peut être disposé à n'importe quelle localisation appropriée au sein de la chambre de combustion 16. Dans l'exemple montré, la chambre de combustion 16 comprend 2 allumeurs agencés sensiblement de manière diamétralement opposée l'une par rapport à l'autre. Cependant, la chambre de combustion 16 peut comprendre n'importe quel nombre approprié d'allumeurs, par exemple, 1, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, ou n'importe quelle plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, par exemple entre 1 et 6, ou entre 2 et 6, ou entre 2 et 4. La plage peut être une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Le ou les allumeurs 126 peuvent être disposés à n'importe quelle localisation appropriée dans la chambre de combustion 16 et ne doivent pas nécessairement être agencés symétriquement au sein de la chambre de combustion 16. Un autre exemple du système de distribution de carburant 102 et de la chambre de combustion 16 est montré sur la . Dans cet exemple, la chambre de combustion comprend une pluralité de buses de pulvérisation de carburant qui sont divisées en un premier sous-ensemble 124A et un second sous-ensemble 124B de façon similaire à ce qui est décrit précédemment. Chaque buse de pulvérisation de carburant 124 comprend un injecteur pilote primaire (PP) 116A’, un injecteur pilote secondaire (PS) 116A’’ et un injecteur principal 116B. Les injecteurs pilotes primaires 116A’ et les injecteurs principaux 116B sont alimentés en carburant à partir de la FMU 104 par un premier et un second collecteur pilote/principal 126A, 126B. Les injecteurs pilotes primaires 116A’ et les injecteurs principaux 116B du premier sous-ensemble de buses 124A sont alimentés par le premier collecteur pilote/principal 126A. Les injecteurs pilotes primaires 116A’ et les injecteurs principaux 116B du second sous-ensemble de buses 124B sont alimentés par le second collecteur pilote/principal 126B. Les injecteurs pilotes secondaires 116A’’ sont alimentés en carburant à partir de la FMU 104 par un collecteur pilote secondaire 126C. Le premier collecteur principal/pilote 126A est pour cette raison raccordé entre la FMU 104 et les buses de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble 124A, alors que le second sous-ensemble 124B est raccordé à la FMU 104 par le second collecteur principal/pilote 126B. La totalité des buses de pulvérisation de carburant (c'est-à-dire l'un et l'autre des sous-ensembles) sont alimentées en carburant par le collecteur pilote secondaire 126C. La FMU 104 comprend une première vanne de séparation 112A et une seconde vanne de séparation 112B. La première vanne de séparation 112A est agencée pour séparer l'écoulement de carburant alimenté à la FMU 104 en un premier écoulement de carburant fourni au collecteur pilote secondaire 126C, et un second écoulement de carburant alimenté à la seconde vanne de séparation 112B. La seconde vanne de séparation 112B est agencée pour fournir un écoulement de carburant aux injecteurs pilotes primaires 116B’ de telle sorte que les injecteurs pilotes primaires 116B’ du premier sous-ensemble 124A de buses reçoivent plus de carburant en dessous d'un point d'étagement par comparaison avec celles du second sous-ensemble 124B de buses de pulvérisation de carburant. En dessous du point d'étagement, la vanne de séparation 112B est agencée pour fournir moins de carburant (y compris pas de carburant) au second sous-ensemble 124B de buses de pulvérisation de carburant. Au niveau ou au-dessus du point d'étagement, la totalité des buses de l'un et l'autre des premier et second sous-ensembles peuvent être pourvues de la même quantité de carburant par la vanne de séparation 112B. Comme décrit précédemment, le point d'étagement peut être un seuil d'écoulement de carburant, ou une puissance de moteur. Dans l'exemple montré sur la , l'étagement des injecteurs principaux est fourni par des vannes passives 127 fournies au sein de chacune des buses de pulvérisation de carburant 124. Par exemple, chaque buse de pulvérisation de carburant 124 peut comprendre une ou plusieurs vannes passives agencées pour commander l'écoulement de carburant reçu du collecteur principal/pilote respectif 126A, 126B pour permettre un étagement entre un fonctionnement pilote uniquement et un fonctionnement pilote plus principal. Dans d'autres exemples, d'autres moyens de fourniture d'étagement entre fonctionnement pilote uniquement et pilote plus principal peuvent être fournis. Bien que la montre une chambre de combustion ayant des buses de pulvérisation de carburant comprenant des injecteurs pilotes primaires et secondaires cela n'est pas forcément le cas dans d'autres exemples. Les injecteurs pilotes secondaires peuvent être absents dans certains exemples, en même temps que le collecteur pilote secondaire 126C et la première vanne de séparation 112A. En référence aux exemples de l'une et l'autre des Figures 2 et 4, le système de distribution de carburant 102 comprend au moins un échangeur de chaleur carburant-huile (HX) 114. Comme il est d'usage, au moins un circuit d'huile sensiblement en boucle fermée 128 est conçu pour alimenter de l'huile lubrifiante à une pluralité de composants de moteur et pour collecter l'huile lubrifiante à la suite d'une lubrification des composants de moteur. L'huile lubrifiante agit également pour éliminer la chaleur de ces composants de moteur, de telle sorte qu'une température de l'huile lubrifiante est augmentée à la suite d'une lubrification des composants de moteur. L'échangeur de chaleur carburant-huile 114 est conçu pour transférer de la chaleur de l'huile lubrifiante chauffée vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion 16. Le transfert de chaleur de l'huile lubrifiante chauffée au carburant sert un certain nombre d'objectifs. Un objectif est de réduire une température de l'huile lubrifiante, de telle sorte que l'huile lubrifiante peut être remise en circulation pour éliminer la chaleur des composants de moteur. Un autre objectif est d'augmenter une température du carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion 16, afin de modifier une ou plusieurs propriétés du carburant avant d'entrer dans la chambre de combustion 16 et d'améliorer ou d'optimiser la combustion. Dans l'exemple montré, l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 est disposé entre la pompe à carburant 108 et l'unité de dosage de carburant 104, bien que l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 puisse être disposé à n'importe quelle localisation appropriée. Le dispositif de commande électronique de moteur 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114, en fournissant des signaux de commande à l'échangeur de chaleur carburant-huile 114. Le dispositif de commande électronique de moteur 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour ajuster au moins une propriété ou un paramètre du carburant lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16. Dans l'exemple montré, le dispositif de commande électronique de moteur 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour commander au moins l'une parmi une température du carburant lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 et une viscosité du carburant lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16. Dans un exemple, le dispositif de commande électronique de moteur 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. Dans d'autres exemples, le dispositif de commande 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion 16 de façon à augmenter la température de carburant, lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C, ou plus préférablement à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C, ou même plus préférablement à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C. En variante, le dispositif de commande électronique de moteur 106 peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C ou 200 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. Le dispositif de commande électronique de moteur 106 peut, en variante être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour augmenter la température de carburant lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière à une moyenne définie entre deux quelconques des valeurs suivantes : 135 °C, 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C ou 200 °C. Dans un autre exemple, le dispositif de commande électronique de moteur 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. Le dispositif de commande 106 peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion de façon à abaisser la viscosité de carburant entre 0,50 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière. Le dispositif de commande 106 peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion aux conditions de croisière de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,48 mm 2 /s ou moins, ou de préférence encore entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s ou même de préférence encore entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s. Dans certains exemples, le dispositif de commande 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour abaisser la viscosité de carburant jusqu'à un maximum de l'une quelconque des valeurs suivantes : 0,58, 0,57, 0,56, 0,55, 0,54, 0,53, 0,52, 0,51, 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 ou 0,30 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. En variante, le dispositif de commande électronique de moteur 106 peut être configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour abaisser la viscosité de carburant à une plage définie entre deux quelconques valeurs de la phrase précédente. Les températures de carburant et viscosités de carburant décrites ci-dessus peuvent être appropriées pour le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 avec un carburant aéronautique durable. Le carburant aéronautique durable peut avoir un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure (WSD). Le carburant aéronautique durable peut de préférence avoir un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD, ou plus préférablement avoir un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,90 mm WSD, ou même plus préférablement avoir un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,85 mm WSD. Le pouvoir lubrifiant est mesuré par une ou plusieurs parmi une série d'expériences contrôlées. Un tel test implique la mise en place d'une bille en acier durci contre un autre objet en acier durci (par exemple un disque ou un cylindre, en fonction du type de test sélectionné) avec une charge appliquée, pour créer une force entre les deux. L'échantillon de carburant étant testé est déversé dans un godet qui contient ces échantillons d'acier, et un moteur est activé pour forcer la bille à frotter vers l'arrière et vers l'avant contre le disque ou cylindre en acier à un régime fixe pendant une période de temps définie. La bille est ensuite retirée et la largeur et longueur de la « cicatrice d'usure » (c'est-à-dire la marque sur la bille causée par l'usure contre le disque en acier) est mesurée. La moyenne de ces deux dimensions est connue sous le nom de diamètre de cicatrice d'usure, ou WSD. Plus la cicatrice est petite, moins il y a eu d'usure et ainsi plus le pouvoir lubrifiant du carburant testé est élevé. Le test d'évaluation de lubrification à bille sur cylindre (BOCLE) a été spécifiquement développé pour des carburéacteurs d'aviation, car il est particulièrement utile pour mesurer les effets de carburants et d'additifs sur l'usure par oxydation, qui est un mécanisme important dans des systèmes de carburant d'aéronef. Pour un test BOCLE, on utilise une bille en acier fixe et un cylindre métallique en rotation, immergés dans un échantillon du fluide à tester (par exemple du carburant). Une charge est appliquée pour presser la bille contre le cylindre tandis que le cylindre est mis en rotation, pour simuler un contact métal-métal en fonctionnement et évaluer l'effet du fluide échantillon. La présence et la nature de « cicatrices d'usure » sur la bille à la suite du test permettent aux propriétés de lubrification de l'échantillon de fluide aux vitesses de contrôle et aux charges de contact d'être évaluées. Pour les valeurs WSD fournies ici, le test BOCLE de l'ASTM D5001 a été utilisé, avec une température de 25 °C ± 1 °C, et une durée de 30 minutes ± 1 minute. Dans ce test normalisé, la bille utilisée est constituée d'un acier allié au chrome qui est de l'acier normalisé AISI No. E-52100 et a un diamètre de 12,7 mm. Le cylindre métallique est constitué d'acier SAE 8720. La bille en acier est pressée sur le cylindre métallique avec une charge appliquée de 1000 g, qui demeure constante pendant toute la durée. Le cylindre métallique est monté sur un moteur qui tourne à un régime fixe de 240 rotations par minute pendant trente minutes. Une fois que le test est achevé, les composants sont démontés, et la bille en acier est examinée à l'aide d'un microscope à un zoom de 100x pour déterminer le diamètre de cicatrice d'usure de la cicatrice d'usure formée pendant le test. Cette température et cette période de temps normalisées ont été utilisées pour les valeurs listées ici, à l'aide du protocole de test tel que présenté ci-dessus, sauf indication contraire. Dans d'autres exemples le diamètre de cicatrice d'usure du carburant aéronautique durable peut être 0,71, 0,72, 0,73, 0,74, 0,75, 0,76, 0,77, 0,78, 0,79, 0,80, 0,81, 0,82, 0,83, 0,84, 0,85, 0,86, 0,87, 0,88, 0,89 ou 0,90 mm WSD, ou au sein de n'importe quelle plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Dans d'autres exemples, le moteur à turbine à gaz peut être mis en fonctionnement avec d'autres types de carburant ayant un pouvoir lubrifiant tel que défini n'importe où ici. Le réducteur pour accessoires 110 est entraîné par le moteur par l'intermédiaire d'un arbre d'accessoire (non illustré). Le réducteur pour accessoires 110 est conçu pour alimenter en puissance ou entraîner divers composants accessoires de moteur ou d'aéronef. Dans l'exemple montré, le réducteur pour accessoires 110 est conçu pour entraîner la pompe à carburant 108, et la pompe à huile 130 faisant partie du circuit d'huile en boucle fermée 128 décrit ci-dessus. Le réducteur pour accessoires 110 est également conçu pour entraîner un générateur 132 afin de fournir de la puissance pour des systèmes électroniques et/ou électriques de moteur et/ou des systèmes électroniques et/ou électriques d'aéronef. Dans l'exemple montré, le réducteur pour accessoires 110 est monté sur le cœur 11 du moteur 10, bien que le réducteur pour accessoires 110 puisse en variante être monté sur le carter de soufflante 13a du moteur 10. Le circuit d'huile en boucle fermée 128 est conçu pour alimenter de l'huile lubrifiante au réducteur pour accessoires 110. La température moyenne d'huile lubrifiante alimentée au réducteur pour accessoires 110 est comprise entre 75 °C et 120 °C aux conditions de croisière, tandis que la température moyenne d'huile lubrifiante quittant le réducteur pour accessoires 110 est comprise entre 180 °C et 230 °C aux conditions de croisière. L'huile lubrifiante chauffée quittant le réducteur pour accessoires 110 s'écoule vers l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 afin de transférer de la chaleur de l'huile lubrifiante chauffée au carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion 16, comme décrit précédemment. Le dispositif de commande électronique de moteur 106 est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114 de telle sorte qu'un transfert de chaleur suffisant se déroule pour ajuster au moins l'une parmi une température du carburant lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière et une viscosité du carburant lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière comme décrit précédemment. La illustre un procédé 200 de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz 10. Le procédé 200 comprend la fourniture 201 d'un carburant à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10. Dans l'exemple montré, le carburant a un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure (WSD). Le carburant peut avoir de préférence un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD, ou plus préférablement avoir un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,90 mm WSD, ou même plus préférablement avoir un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,85 mm WSD. Dans d'autres exemples le diamètre de cicatrice d'usure du carburant (par exemple, du carburant aéronautique durable) peut être 0,71, 0,72, 0,73, 0,74, 0,75, 0,76, 0,77, 0,78, 0,79, 0,80, 0,81, 0,82, 0,83, 0,84, 0,85, 0,86, 0,87, 0,88, 0,89 ou 0,90 mm WSD, ou au sein de n'importe quelle plage définie entre deux quelconques des valeurs dans cette phrase. La illustre un procédé 300 de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz 10 comprenant un échangeur de chaleur carburant-huile 114. Le procédé 300 comprend le transfert de chaleur 301 de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion 16 de façon à augmenter une température du carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. Le procédé 300 comprend la fourniture 302 du carburant à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz. Dans l'exemple montré, le procédé 300 comprend le transfert de chaleur 301 de l'huile vers le carburant en commandant le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur 301 de l'huile vers le carburant de façon à augmenter la température de carburant, lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C, ou plus préférablement à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C, ou même plus préférablement à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C. En variante, le procédé 300 peut comprendre le transfert de chaleur 301 de l'huile vers le carburant de façon à augmenter la température de carburant, lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, à une moyenne d'au moins 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C ou 200 °C. Le procédé 300 peut en variante comprendre le transfert de chaleur 301 de l'huile vers le carburant de façon à augmenter la température de carburant, lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière, à une moyenne définie entre deux quelconques des valeurs suivantes : 135 °C, 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C ou 200 °C. La illustre un procédé 400 de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz comprenant un échangeur de chaleur carburant-huile 114. Le procédé 400 comprend le transfert de chaleur 401 de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion 16 de façon à abaisser une viscosité du carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. Le procédé 400 comprend la fourniture 402 du carburant à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz. Dans l'exemple montré, le procédé 400 comprend le transfert de chaleur 401 de l'huile vers le carburant en commandant le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile 114. Le procédé 400 peut comprendre le transfert de chaleur 401 de l'huile vers le carburant de façon à abaisser la viscosité de carburant, lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, à 0,48 mm 2 /s ou moins, ou à de préférence encore entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s ou même de préférence encore entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s. Le procédé 400 peut en variante comprendre le transfert de chaleur 401 de l'huile vers le carburant de façon à abaisser la viscosité de carburant, lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, à un maximum de l'une quelconque des valeurs suivantes : 0,58, 0,57, 0,56, 0,55, 0,54, 0,53, 0,52, 0,51, 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 ou 0,30 mm 2 /s lors de l'entrée dans la chambre de combustion 16 aux conditions de croisière. En variante, le procédé 400 peut comprendre le transfert de chaleur 401 de l'huile vers le carburant de façon à abaisser la viscosité de carburant, lors de l'entrée dans la chambre de combustion aux conditions de croisière, à une plage définie entre deux quelconques valeurs de la phrase précédente. Il sera entendu que l'invention n'est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans s'écarter des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuelle, toute caractéristique peut être employée séparément ou en combinaison avec d'autres caractéristiques et la description s'étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d'une ou plusieurs caractéristiques décrites ici. 1 Procédé (400) de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz (10), le moteur à turbine à gaz (10) ayant un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion (16) dans laquelle du carburant est brûlé, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant un échangeur de chaleur carburant-huile (114) agencé pour transférer de la chaleur entre l'huile et le carburant qui est fourni à la chambre de combustion (16), le procédé (400) comprenant le transfert de chaleur (401) de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion (16) de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière. 2 Procédé (400) selon la revendication 1, dans lequel la chambre de combustion (16) comprend une pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124), et éventuellement l'un et/ou l'autre parmi : a) la chambre de combustion (16) comprend entre 18 et 26 buses de pulvérisation de carburant (124), ou de préférence entre 20 et 24 buses de pulvérisation de carburant (124) ; et/ou b) le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être dans la plage de 2 à 7. 3 Procédé (400) selon la revendication 2, dans lequel chaque buse de pulvérisation de carburant (124) comprend une buse de pulvérisation de carburant duplex. 4 Procédé (400) selon la revendication 2 ou selon la revendication 3, dans lequel un premier sous-ensemble (124A) des buses de pulvérisation de carburant (124) sont agencées pour recevoir davantage de carburant qu'un second sous-ensemble (124B) des buses de pulvérisation de carburant (124) en dessous d'un point d'étagement. 5 Procédé (400) selon la revendication 4, dans lequel: a) le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) comprend entre 2 et 6 buses de pulvérisation de carburant (124) ; et/ou ; b) le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) est agencé plus près d'un ou plusieurs allumeurs (126) de la chambre de combustion (16) que le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124). 6 Procédé (400) selon la revendication 4 ou selon la revendication 5, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) comprend une vanne de séparation (112) agencée pour séparer un écoulement de carburant entre des buses de pulvérisation de carburant (124) de la chambre de combustion (16) de telle sorte que des injecteurs pilotes (116A) du premier sous-ensemble (124A) des buses de pulvérisation de carburant (124) reçoivent plus de carburant que des injecteurs pilotes (116B) du second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) en dessous d'un point d'étagement. 7 Procédé (400) selon la revendication 1 ou selon l'une quelconque autre revendication précédente, dans lequel : a) le procédé (400) comprend un transfert de chaleur (401) de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion (16) de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière, ou comprend de préférence un transfert de chaleur (401) pour augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C, ou plus préférablement à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C, ou même plus préférablement à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière ; et/ou b) le procédé (400) comprend le fonctionnement du moteur à turbine à gaz (10) à l'aide d'un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure, WSD, ou ayant de préférence un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD, ou plus préférablement ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,90 mm WSD, ou même plus préférablement ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,85 mm WSD. 8 Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef, comprenant : un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion (16) dans laquelle du carburant est brûlé ; un échangeur de chaleur carburant-huile (114) agencé pour transférer de la chaleur entre l'huile et le carburant qui est fourni à la chambre de combustion (16) ; et un dispositif de commande (106) configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile (114) pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion (16) de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière. 9 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 8, dans lequel la chambre de combustion (16) comprend une pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124), et éventuellement l'un et/ou l'autre parmi : a) la chambre de combustion (16) comprend entre 18 et 26 buses de pulvérisation de carburant (124), ou de préférence entre 20 et 24 buses de pulvérisation de carburant (124) ; et/ou b) le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être dans la plage de 2 à 7. 10 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 9, dans lequel chaque buse de pulvérisation de carburant (124) comprend une buse de pulvérisation de carburant duplex. 11 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 9 ou selon la revendication 10, dans lequel un premier sous-ensemble (124A) des buses de pulvérisation de carburant (124) est agencé pour recevoir davantage de carburant qu'un second sous-ensemble (124B) des buses de pulvérisation de carburant (124) en dessous d'un point d'étagement. 12 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 11, dans lequel : a) le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) comprend entre 2 et 6 buses de pulvérisation de carburant (124) ; et/ou b) le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) est agencé plus près d'un ou plusieurs allumeurs (126) de la chambre de combustion (16) que le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124). 13 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 11 ou selon la revendication 12, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) comprend une vanne de séparation (112) agencée pour séparer un écoulement de carburant entre des buses de pulvérisation de carburant (124) de la chambre de combustion (16) de telle sorte que des injecteurs pilotes (116A) du premier sous-ensemble (124A) des buses de pulvérisation de carburant (124) reçoivent plus de carburant que des injecteurs pilotes (116B) du second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) en dessous d'un point d'étagement. 14 Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications 10 à 13, dans lequel : a) le dispositif de commande (106) est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile (114) pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion (16) de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière, ou de préférence à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C, ou plus préférablement à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C, ou même plus préférablement à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière ; et/ou b) le moteur à turbine à gaz (10) comprend un système de distribution de carburant conçu pour libérer du carburant à la chambre de combustion (16), le carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure, WSD, ou ayant de préférence un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD, ou plus préférablement ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,90 mm WSD, ou même plus préférablement ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,85 mm WSD. 15 Procédé (200) de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz (10), le moteur à turbine à gaz (10) ayant un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion (16) dans laquelle du carburant est brûlé, le procédé (200) comprenant le fonctionnement du moteur à turbine à gaz (10) à l'aide d'un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure, WSD. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef, comprenant : un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion (16) dans laquelle du carburant est brûlé ; et un système de distribution de carburant conçu pour libérer du carburant à la chambre de combustion (16), le carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure, WSD.