FR 3144222 A1 20240628 FR 2314160 A 20231214 Il est fourni un procédé (200) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz (10). Le moteur à turbine à gaz (10) comprend un dispositif combustor (16). Le dispositif combustor (16) comprend une chambre de combustion (120) et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion (120). La pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) comprend un premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) et un second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124). Le dispositif combustor (16) peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) est alimenté avec plus de carburant que le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124). Un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) au nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:2 à 1:5. Le procédé (200) comprend la fourniture (201) dʼun carburant à la pluralité de buses de pulvérisation (124) de carburant ayant un pouvoir calorifique dʼau moins 43,5 MJ/kg. Il est également fourni un moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef. Figure pour l’abrégé : Fig. 5 Systèmes de combustion d’aéronef La présente description concerne un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz utilisant des carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels. Il existe une attente dans l’industrie aéronautique d’une tendance à l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels généralement utilisés actuellement. Ces carburants peuvent avoir des caractéristiques de carburant différentes par rapport à de tels carburants hydrocarbonés à base de pétrole. Ainsi, il existe un besoin de tenir compte des propriétés de carburant de ces différents carburants et d’ajuster des procédés de fonctionnement de moteurs à turbine à gaz en conséquence. Selon un premier aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de buses de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est alimenté avec plus de carburant que le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant au nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; le procédé comprenant : la fourniture dʼun carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant ayant un pouvoir calorifique dʼau moins 43,5 MJ/kg. Selon un deuxième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de buses de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est alimenté avec plus de carburant que le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant au nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et un système de distribution de carburant conçu pour fournir un carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel le carburant a un pouvoir calorifique dʼau moins 43,5 MJ/kg. Les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburants à base de kérosène traditionnels, tels que les carburants aviation durables, peut conduire à des propriétés de carburant différentes. Les carburants ayant un pouvoir calorifique plus élevé peuvent avoir une plus grande stabilité thermique, permettant au carburant de prendre plus de chaleur, fournissant ainsi un refroidissement d’huile amélioré et/ou des propriétés de combustion améliorées dans le dispositif combustor. Un pouvoir calorifique plus élevé d’un carburant réduit également le taux de brûlage de carburant requis pour une vitesse donnée à des conditions de croisière. Selon un troisième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de buses de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est alimenté avec plus de carburant que le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant au nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile ; le procédé comprenant : la fourniture d’un carburant au ou aux échangeurs de chaleur carburant-huile ; le transfert de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile ; et la fourniture du carburant à partir du ou des échangeurs de chaleur carburant-huile à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant ; dans lequel la chaleur est transférée de lʼhuile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour élever une température du carburant à une moyenne dʼau moins 135 °C à lʼinjection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Selon un quatrième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de buses de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est alimenté avec plus de carburant que le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant au nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et un système de distribution de carburant conçu pour fournir un carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant, comprenant un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile et un dispositif de commande ; dans lequel le dispositif de commande est conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile de sorte à élever une température du carburant à une moyenne d’au moins 135 °C à lʼinjection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Les inventeurs étaient conscients que la température de carburant a un effet sur la combustion du carburant au sein du dispositif combustor. Certains carburants différents des carburants à base de kérosène traditionnels, tels que les carburants aviation durables, peuvent être chauffés à des températures plus élevées que les carburants traditionnels sans augmenter significativement la cokéfaction. Cela peut améliorer l’efficacité sans provoquer de niveaux excessifs de cokéfaction. La température de carburant doit donc être prise en compte lors de la délivrance de carburant dans le dispositif combustor afin d’équilibrer l’efficacité de la combustion avec les niveaux de cokéfaction. Selon un cinquième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de buses de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est alimenté avec plus de carburant que le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant au nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile ; le procédé comprenant : la fourniture d’un carburant au ou aux échangeurs de chaleur carburant-huile ; le transfert de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile ; et la fourniture du carburant à partir du ou des échangeurs de chaleur carburant-huile à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant ; dans lequel le transfert de chaleur de l’huile au carburant comprend le transfert de 200 à 600 kW/m 3 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile à des conditions de croisière avant de fournir le carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Selon un sixième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de buses de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est alimenté avec plus de carburant que le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant au nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et un système de distribution de carburant conçu pour fournir un carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant, comprenant un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile et un dispositif de commande ; dans lequel le dispositif de commande est conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile de sorte à transférer de 200 à 600 kW / m 3 de chaleur d’huile au carburant à des conditions de croisière avant que le carburant ne soit fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Les inventeurs ont été conscients que la quantité de chaleur qui est transférée au carburant par des échangeurs de chaleur fournis dans un moteur à turbine à gaz a un effet sur la combustion du carburant au sein de la chambre de combustion. Certains carburants différents des carburants à base de kérosène traditionnels, tels que les carburants aviation durables, peuvent être aptes à recevoir plus de chaleur et être chauffés à des températures plus élevées que les carburants traditionnels sans augmenter significativement la cokéfaction. Cela peut améliorer l’efficacité de la combustion du carburant sans provoquer de niveaux excessifs de cokéfaction. La quantité de chaleur qui est transférée au carburant au sein d’un échangeur de chaleur carburant-huile doit donc être prise en compte lors de la délivrance de carburant dans le dispositif combustor afin d’équilibrer l’efficacité de combustion avec les niveaux de cokéfaction. Selon un septième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de buses de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est alimenté avec plus de carburant que le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant au nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile ; le procédé comprenant : la fourniture d’un carburant au ou aux échangeurs de chaleur carburant-huile ; le transfert de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile ; et la fourniture du carburant à partir du ou des échangeurs de chaleur carburant-huile à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant ; dans lequel de la chaleur est transférée de lʼhuile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à lʼinjection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Selon un huitième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de buses de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est alimenté avec plus de carburant que le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant au nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et un système de distribution de carburant conçu pour fournir un carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant, comprenant un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile et un dispositif de commande ; dans lequel le dispositif de commande est conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour transférer de la chaleur dʼhuile au carburant pour abaisser une viscosité du carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à lʼinjection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Les inventeurs ont déterminé que la viscosité d’un carburant est un facteur important affectant la manière dont le carburant est distribué à un dispositif combustor, et enflammé et mis en combustion au sein du dispositif combustor. La viscosité peut affecter la taille des gouttelettes provenant des buses de pulvérisation de carburant, ce qui peut influer à son tour sur l’atomisation et l’efficacité de brûlage. Prendre en compte la viscosité de carburant lors de la délivrance de carburant à la chambre de combustion, et la commander selon le cas en faisant varier l’apport de chaleur, peut donc fournir un brûlage de carburant plus efficace, améliorant les performances de l’aéronef. Une viscosité plus faible du carburant à des conditions de croisière peut aboutir à un moteur plus efficace. Selon un neuvième aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de buses de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est alimenté avec plus de carburant que le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant au nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; le procédé comprenant : le fonctionnement du moteur à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 20 à 80 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Tel qu’il est utilisé ici, « nvPM » désigne « matière particulaire non volatile ». Selon un dixième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : un dispositif combustor, comprenant une chambre de combustion et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion, dans lequel la pluralité de buses de pulvérisation de carburant comprend un premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant et un second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel le dispositif combustor peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est alimenté avec plus de carburant que le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant au nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et un dispositif de commande ; dans lequel le dispositif de commande est conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 20 à 80 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Une réduction de la concentration de nvPM dans l’échappement d’un moteur à turbine à gaz est avantageuse car elle contribue à réduire les émissions indésirables totales du moteur. En outre, la réduction de nvPM réduit la cokéfaction au sein du moteur. Les inventeurs ont déterminé qu’un nombre de paramètres apparentés au fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ont une influence sur ou sont un facteur important dans la configuration et l’agencement de la chambre de combustion du moteur lorsque certains types de carburant, tels qu’un carburant aviation durable, sont brûlés. Les inventeurs ont déterminé que le ou les quelconques parmi les paramètres des aspects ci-dessus doivent être pris en compte dans la détermination d’un agencement et d’une opération de dispositif combustor pour certains carburants pour tenir compte de la manière dont ce carburant est distribué, mis en combustion et brûlé au sein du dispositif combustor. Sauf indication contraire, toutes les références à la « taille de cœur » ici sont en unités de s.K 1/2 .po et toutes les références au « nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire » est le nombre de buses par taille de cœur de moteur unitaire également en s.K 1/2 .po Dans l’un quelconque des troisième, quatrième, cinquième, sixième, septième, huitième et/ou neuvième aspect, le procédé peut comprendre la fourniture, ou le système de distribution de carburant peut être conçu pour fournir, un carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant ayant un pouvoir calorifique d’au moins 43,5 MJ/kg. Dans le dixième aspect, le carburant peut avoir un pouvoir calorifique d’au moins 43,5 MJ/kg. Dans un quelconque aspect de la présente description, le carburant peut avoir un pouvoir calorifique d’au moins 43,8 MJ/kg. Le pouvoir calorifique peut être entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le pouvoir calorifique peut être de 43,5, 43,6, 43,7, 43,8 43,9 ou 44,0 MJ/kg, ou dans une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque des premier, deuxième, troisième, quatrième, cinquième, sixième, septième, huitième et/ou neuvième aspects, la densité du carburant peut être de 760 à 840 kg/m 3 à 15 °C. Dans lʼun quelconque des premier, deuxième, neuvième et/ou dixième aspects, le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile, ou le système de distribution de carburant peut comprendre un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile et un dispositif de commande. Dans l’un ou l’autre des premier et/ou neuvième aspects, le procédé peut comprendre en outre : la fourniture d’un carburant au ou aux échangeurs de chaleur carburant-huile ; le transfert de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile ; et la fourniture du carburant à partir du ou des échangeurs de chaleur carburant-huile à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Dans l’un quelconque des premier, deuxième, cinquième, sixième, septième, huitième, neuvième et/ou dixième aspects, le procédé peut comprendre le transfert de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile, pour élever une température du carburant à une moyenne d’au moins 135 °C à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Les caractéristiques des énoncés suivants peuvent être utilisées en combinaison avec l’un quelconque des premier, deuxième, troisième, quatrième, cinquième, sixième, septième, huitième, neuvième et/ou dixième aspects : Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile, pour élever une température du carburant à une moyenne entre 135 °C et 200 °C à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile, pour élever une température du carburant à une moyenne entre 145 °C et 180 °C à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile, pour élever une température du carburant à une moyenne entre 155 °C et 170 °C à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile, pour élever une température du carburant à une moyenne entre 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, 200 °C, ou une quelconque plage définie entre deux de ces valeurs, à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Dans l’un quelconque des premier, deuxième, troisième, quatrième, septième, huitième, neuvième et/ou dixième aspects, le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour transférer, de 200 à 600 kW/m 3 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile à des conditions de croisière avant de fournir le carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Les caractéristiques des énoncés suivants peuvent être utilisées en combinaison avec l’un quelconque des premier, deuxième, troisième, quatrième, cinquième, sixième, septième, huitième, neuvième et/ou dixième aspects : Le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour transférer, de 250 à 550 kW/m 3 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile à des conditions de croisière avant de fournir le carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour transférer, de 300 à 500 kW/m 3 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile à des conditions de croisière avant de fournir le carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour transférer, de 350 à 450 kW/m 3 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile à des conditions de croisière avant de fournir le carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour transférer, 200 kW/m 3 , 225 kW/m 3 , 250 kW/m 3 , 275 kW/m 3 , 300 kW/m 3 , 325 kW/m 3 , 350 kW/m 3 , 375 kW/m 3 , 400 kW/m 3 , 425 kW/m 3 , 450 kW/m 3 , 475 kW/m 3 , 500 kW/m 3 , 525 kW/m 3 , 550 kW/m 3 , 575 kW/m 3 , 600 kW/m 3 de chaleur, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile à des conditions de croisière avant de fournir le carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. On aura à l’esprit que le transfert de chaleur défini ici est noté par volume unitaire (m 3 ) de carburant atteignant le dispositif combustor de sorte à ajuster le débit de carburant et toute recirculation telle que décrite ici sauf indication contraire. La quantité de chaleur transférée au carburant peut donc être calculée en fonction d’une température de carburant à l’approche ou l’entrée du dispositif combustor par comparaison avec une température de carburant dans un réservoir de carburant de l’aéronef. Dans l’un quelconque des premier, deuxième, troisième, quatrième, cinquième, sixième, septième, huitième, neuvième et/ou dixième aspects, le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander lʼéchangeur de chaleur carburant-huile pour transférer, de la chaleur dʼhuile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Les caractéristiques des énoncés suivants peuvent être utilisées en combinaison avec l’un quelconque des premier, deuxième, troisième, quatrième, cinquième, sixième, septième, huitième, neuvième et/ou dixième aspects : Le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander lʼéchangeur de chaleur carburant-huile pour transférer, de la chaleur de lʼhuile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant à entre 0,58 mm 2 /s et 0,30 mm 2 /s à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour transférer, de la chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant à entre 0,54 mm 2 /s et 0,34 mm 2 /s à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour transférer, de la chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant à entre 0,50 mm 2 /s et 0,38 mm 2 /s à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé peut comprendre le transfert, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour transférer, de la chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant à 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, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Dans l’un quelconque des premier, deuxième, troisième, quatrième, cinquième, sixième, septième et/ou huitième aspects, le dispositif de commande peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 20 à 80 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Les caractéristiques des énoncés suivants peuvent être utilisées en combinaison avec l’un quelconque des premier, deuxième, troisième, quatrième, cinquième, sixième, septième, huitième, neuvième et/ou dixième aspects : Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 25 à 75 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la chambre de combustion est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 30 à 70 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la chambre de combustion est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 20 à 50 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la chambre de combustion est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 40 à 60 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la chambre de combustion est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 20 %, 25 %, 30 %, 35 %, 40 %, 45 %, 50 %, 55 %, 60 %, 65 %, 70 %, 75 %, ou 80 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 20 %, 22 %, 24 %, 26 %, 28 %, 30 %, 32 %, 34 %, 36 %, 38 %, 40 %, 42 %, 44 %, 46 %, 48 %, ou 50 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 40 %, 41 %, 42 %, 43 %, 44 %, 45 %, 46 %, 47 %, 48 %, 49 %, 50 %, 51 %, 52 %, 53 %, 54 %, 55 %, 56 %, 57 %, 58 %, 59 %, ou 60 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 9 à 18 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant du mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Cette réduction peut être obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion. Dans certains exemples, le mélange air-carburant pauvre peut avoir un rapport air-carburant supérieur à environ 15. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 10 à 17 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant du mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Cette réduction peut être obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion. Dans certains exemples, le mélange air-carburant pauvre peut avoir un rapport air-carburant supérieur à environ 15. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 11 à 16 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant du mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Cette réduction peut être obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion. Dans certains exemples, le mélange air-carburant pauvre peut avoir un rapport air-carburant supérieur à environ 15. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 12 à 15 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion et lorsque le carburant du mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Cette réduction peut être obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion. Dans certains exemples, le mélange air-carburant pauvre peut avoir un rapport air-carburant supérieur à environ 15. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 9 %, 10 %, 11 %, 12 %, 13 %, 14 %, 15 %, 16 %, 17 %, ou 18 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant du mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Cette réduction peut être obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion. Dans certains exemples, le mélange air-carburant pauvre peut avoir un rapport air-carburant supérieur à environ 15. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 12,0 %, 12,1 %, 12,2 %, 12,3 %, 12,4 %, 12,5 %, 12,6 %, 12,7 %, 12,8 %, 12,9 %, 13,0 %, 13,1 %, 13,2 %, 13,3 %, 13,4 %, 13,5 %, 13,6 %, 13,7 %, 13,8 %, 13,9 %, 14,0 %, 14,1 %, 14,2 %, 14,3 %, 14,4 %, 14,5 %, 14,6 %, 14,7 %, 14,8 %, 14,9 %, ou 15,0 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant du mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Cette réduction peut être obtenue lorsqu’un mélange air-carburant pauvre est fourni à la chambre de combustion. Dans certains exemples, le mélange air-carburant pauvre peut avoir un rapport air-carburant supérieur à environ 15. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 55 à 80 % des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 60 à 75 % des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 65 à 70 % des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction d’environ 55 %, 56 %, 57 %, 58 %, 59 %, 60 %, 61 %, 62 %, 63 %, 64 %, 65 %, 66 %, 67 %, 68 %, 69 %, 70 %, 71 %, 72 %, 73 %, 74 %, 75 %, 76 %, 77 %, 78 %, 79 %, ou 80 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction d’environ 66,0 %, 66,1 %, 66,2 %, 66,3 %, 66,4 %, 66,5 %, 66,6 %, 66,7 %, 66,8 %, 66,9 %, 67,0 %, 67,1 %, 67,2 %, 67,3 %, 67,4 %, 67,5 %, 67,6 %, 67,7 %, 67,8 %, 67,9 %, ou 68,0 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 2 à 15 % des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 4 à 12 % des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction de 5 à 10 % des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction d’environ 2 %, 3 %, 4 %, 5 %, 6 %, 7 %, 8 %, 9 %, 10 %, 11 %, 12 %, 13 %, 14 %, ou 15 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’une réduction d’environ 7,0 %, 7,1 %, 7,2 %, 7,3 %, 7,4 %, 7,5 %, 7,6 %, 7,7 %, 7,8 %, 7,9 %, 8,0 %, 8,1 %, 8,2 %, 8,3 %, 8,4 %, 8,5 %, 8,6 %, 8,7 %, 8,8 %, 8,9 %, ou 9,0 %, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 1:1 à 130:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 10:1 à 120:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 20:1 à 110:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 30:1 à 100:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est d’environ 1:1, 10:1, 20:1, 30:1, 40:1, 50:1, 60:1, 70:1, 80:1, 90:1, 100:1, 110:1, 120:1, ou 130:1, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est d’environ 30:1, 35:1, 40:1, 45:1, 50:1, 55:1, 60:1, 65:1, 70:1, 75:1, 80:1, 85:1, 90:1, 95:1, ou 100:1, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 500:1 à 7000:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 1000:1 à 6500:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 1500:1 à 6000:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 2000:1 à 5500:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est d’environ 500:1, 1000:1, 1500:1, 2000:1, 2500:1, 3000:1, 3500:1, 4000:1, 4500:1, 5000:1, 5500:1, 6000:1, 6500:1, ou 7000:1, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est d’environ 2000:1, 2250:1, 2500:1, 2750:1, 3000:1, 3250:1, 3500:1, 3750:1, 4000:1, 4250:1, 4500:1, 4750:1, 5000:1, 5250:1, ou 5500:1, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,4:1 à 1,3:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,5:1 à 1,2:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,6:1 à 1,1:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,7:1 à 1:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est d’environ 0,4:1, 0,5:1, 0,6:1, 0,7:1, 0,8:1, 0,9:1, ou 1:1, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Le procédé peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, ou le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz, de telle sorte qu’un rapport une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est d’environ 0,60:1, 0,65:1, 0,70:1, 0,75:1, 0,80:1, 0,85:1, 0,90:1, 0,95:1, ou 1,00:1, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Les énoncés suivants peuvent s’appliquer à l’un quelconque des aspects définis ci-dessus, ou n’importe où ailleurs ici. Dans un quelconque aspect de la présente description, le rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant au nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut être dans la plage de 1:3 à 1:4. Dans un quelconque aspect de la présente description, le rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant au nombre de buses de pulvérisation de carburant dans le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut être dans la plage de 1:3,5 à 1:4. Dans un quelconque aspect de la présente description, le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut comporter entre 1 et 10 buses de pulvérisation de carburant, et plus préférablement entre 3 et 5 buses de pulvérisation de carburant. Dans un quelconque aspect de la présente description, le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut comporter entre 10 et 25 buses de pulvérisation de carburant, et plus préférablement entre 13 et 20, et encore plus préférablement entre 13 et 17. Dans un quelconque aspect de la présente description, le nombre total de buses de pulvérisation de carburant peut être de 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25, 26, 27, 28, 29 ou 30, ou une quelconque plage inclusive définie entre deux quelconques de ces valeurs, les deux valeurs formant les limites supérieure et inférieure de la plage et étant incluses dans la plage. Dans un quelconque aspect de la présente description, le premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut comporter 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10 ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans un quelconque aspect de la présente description, le second sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut comporter 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22, 23, 24, 25, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans un quelconque aspect de la présente description, le dispositif combustor peut comprendre un ou plusieurs allumeurs. Le dispositif combustor peut comprendre un quelconque nombre approprié d’allumeurs, par exemple 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10 et ainsi de suite, ou une quelconque plage inclusive définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase, les deux valeurs formant les limites supérieure et inférieure de la plage et étant incluses dans la plage. Chacun du premier sous-ensemble de buses de pulvérisation de carburant peut être situé plus près d’un ou plusieurs des allumeurs respectifs que le second sous-ensemble. Un ou plusieurs des allumeurs peuvent être agencés diamétralement opposés à un autre un ou plusieurs des allumeurs. Dans un quelconque aspect de la présente description, le carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant peut comprendre un carburant aviation durable, par exemple ayant un % de SAF dans la plage de 10 à 50 %, ou de 50 à 100 %, ou qui peut être 100 % de SAF. Comme indiqué ailleurs ici, la présente description peut s’appliquer à une quelconque configuration pertinente de moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, un moteur à turbine à gaz à double flux, un moteur à turbine à gaz à rotor ouvert (dans lequel l’hélice n’est pas entouré par une nacelle), un turbopropulseur ou un turboréacteur. Un quelconque moteur de ce type peut être ou non pourvu d’un post-brûleur. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, conçu pour des applications de production d’énergie terrestre ou marine. Un moteur à turbine à gaz conformément à 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 raccordant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des aubes de soufflante). Une telle soufflante peut être située en amont du cœur de moteur. Alternativement, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante située en aval du cœur de moteur, par exemple où le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur (auquel cas la soufflante peut être qualifiée d’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 libre de puissance par l’intermédiaire d’un arbre. Les hélices peuvent tourner dans des sens opposés de sorte que l’une tourne dans le sens horaire et l’autre dans le sens anti-horaire autour de l’axe de rotation du moteur. Alternativement, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un étage d’hélices et un étage d’ailettes directrices conçu en aval de l’étage d’hélices. L’étage d’ailettes directrices peut être à pas variable. Ainsi, des turbines haute pression, pression intermédiaire, et libres de puissance peuvent respectivement entraîner des compresseurs haute pression et intermédiaire et des hélices par des arbres d’interconnexion appropriés. Ainsi, les hélices peuvent fournir la majorité de la poussée de propulsion. Dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un rotor ouvert ou un turbopropulseur, un ou plusieurs des étages d’hélices 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 moteur à double flux à entraînement direct où la soufflante est directement reliée à la turbine d’entraînement de soufflante, par exemple sans réducteur, par l’intermédiaire d’un arbre de cœur. Dans un tel moteur à double flux à entraînement direct, 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 aval de la première turbine. Un moteur selon la présente description peut être un moteur à double flux à engrenages. Dans un tel agencement, le moteur a une soufflante qui est entraînée par 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 sorte 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 inférieure). Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir une quelconque architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir un quelconque nombre souhaité d’arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d’exemple uniquement, la turbine reliée à l’arbre de cœur peut être une première turbine, le compresseur relié à l’arbre de cœur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être 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). Alternativement, le réducteur peut être agencé pour être entraîné par le ou les quelconques des arbres, par exemple les premier et/ou second arbres dans l’exemple ci-dessus. Le réducteur peut être une boîte de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l’entrée depuis l’arbre de cœur). Un quelconque 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 ici. Un tel réducteur peut être un étage unique. Alternativement, un tel réducteur peut être un réducteur composé, par exemple un réducteur planétaire composé (qui peut avoir l’entrée sur l’engrenage solaire et la sortie sur la couronne dentée, et donc être désigné comme réducteur « en étoile composé »), par exemple ayant deux étages de réduction. Le réducteur peut avoir un quelconque rapport de réduction souhaité (défini comme la vitesse de rotation de l’arbre d’entrée divisée par la vitesse de rotation de l’arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple dans la plage de 3 à 4,2 ou de 3,2 à 3,8, par exemple de l’ordre de ou d’au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2. Le rapport d’engrenage peut être, par exemple, entre deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente. Strictement à titre d’exemple, le réducteur peut être un réducteur en « étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur en « étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage 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 3,6 à 4,2. Dans certains agencements, le rapport d’engrenage peut être à l’extérieur de ces plages. Dans un quelconque moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, un carburant d’une composition ou d’un mélange donné est fourni à une chambre de combustion, qui peut être fournie en aval de la soufflante et du ou des compresseurs par rapport à une voie de flux (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 un quelconque nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’aubes de rotor et une rangée d’ailettes de stator, qui peuvent être des ailettes de stator variables (en ce que leur angle d’incidence peut être variable). La rangée d’aubes de rotor et la rangée d’ailettes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à double flux à entraînement direct comprenant 13 ou 14 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut, par exemple, comprendre 3 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et soit 10 ou 11 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à « engrenages » (où 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 « basse pression ») et 8 ou 9 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à « engrenages » ayant 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 10 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la seconde turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre un quelconque nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’aubes de rotor et une rangée d’ailettes de stator, ou vice versa selon le besoin. La rangée d’aubes de rotor et d’ailettes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. La seconde turbine (ou « haute pression ») peut comprendre 2 étages dans un quelconque agencement (par exemple indépendamment de ce qu’il s’agisse d’un moteur à engrenages ou à entraînement direct). Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à entraînement direct comprenant une première turbine (ou « basse pression ») ayant 5, 6 ou 7 étages. Alternativement, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à « engrenages » comprenant une première turbine (ou « basse pression ») ayant 3 ou 4 étages. Chaque aube de soufflante peut être définie comme ayant une 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 pointe à une position de portée de 100 %. Le rapport du rayon de l’aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l’aube de soufflante au niveau de la pointe peut être inférieur à (ou de l’ordre de) l’un quelconque parmi : 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 ou 0,25. Le rapport du rayon de l’aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l’aube de soufflante au niveau du bout 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 0,28 à 0,32, ou 0,29 à 0,30. Ces rapports peuvent être couramment appelés le rapport du moyeu à la pointe. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de la pointe peuvent l’un et l’autre être mesurés au niveau de la partie de bord d’attaque (ou axialement la plus en avant) de l’aube. Le rapport du moyeu à la pointe fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de l’aube de soufflante, c’est-à-dire la partie radialement à l’extérieur d’une quelconque plate-forme. Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne médiane du moteur et la pointe d’une aube de soufflante au niveau de son bord d’attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement deux fois le rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’un quelconque parmi : 140 cm, 170 cm, 180 cm, 190 cm, 200 cm, 210 cm, 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 210 cm à 240 cm, ou 250 cm à 280 cm, ou 320 cm à 380 cm. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le diamètre de soufflante peut être dans la plage de 170 cm à 180 cm, 190 cm à 200 cm, 200 cm à 210 cm, 210 cm à 230 cm, 290 cm à 300 cm ou 340 cm à 360 cm. La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d’utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est inférieure pour des soufflantes avec un diamètre plus élevé. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante à des conditions de croisière peut être inférieure à 3 500 tr/min, par exemple inférieure à 2 600 tr/min, ou inférieure à 2 500 tr/min, ou inférieure à 2 300 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante à des conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage de 2 750 à 2 900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante à des conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage de 2 500 à 2 800 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante à des conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage de 1 500 à 1 800 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante à des 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 de 3 600 à 3 900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante à des 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 de 2 000 à 2 800 tr/min. En cours d’utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les aubes de soufflante associées) tourne autour d’un axe de rotation. Cette rotation résulte en un déplacement de la pointe de l’aube de soufflante avec une vitesse U pointe . Le travail accompli par les aubes de soufflante sur le flux résulte en une élévation d’enthalpie dH du flux. Une charge de pointe de soufflante peut être définie par dH/U pointe 2 , où dH est l’augmentation d’enthalpie (par exemple l’augmentation d’enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et U pointe est la vitesse (de translation) de la pointe de soufflante, par exemple au niveau du bord d’attaque de la pointe (qui peut être défini en tant que rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d’attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante à des 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 de pointe de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,31 ou de 0,29 à 0,3 (par exemple pour un moteur à turbine à gaz à engrenages). Des moteurs à turbine à gaz conformément à la présente description peuvent avoir un quelconque rapport de contournement souhaité (BPR), 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 à des conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 9, 9,5, 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de contournement à des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 12 à 16, de 13 à 15, ou de 13 à 14. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de contournement à des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct selon la présente description peut être dans la plage de 9:1 à 11:1. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de contournement à des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct selon la présente description peut être dans la plage 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 en sortie du compresseur à pression la plus élevée (avant une entrée dans le dispositif combustor) à la pression de stagnation en amont de la soufflante. À titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici en croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (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 à des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage de 40 à 45. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global à des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage de 45 à 55. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global à des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage de 50 à 60. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global à des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 50 à 60. La poussée spécifique d’un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans certains exemples, une poussée spécifique peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fournie au dispositif combustor. À des conditions de croisière, la poussée spécifique d’un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s ou 80 Nkg -1 s. La poussée spécifique peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (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 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 de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage de 70 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 90 Nkg -1 s à 120 Nkg -1 s. Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir une quelconque poussée maximale souhaitée. 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) l’une quelconque des valeurs 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 incluse délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Strictement à titre d’exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage de 155 kN à 170 kN, de 330 kN à 420 kN ou de 350 kN à 400 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage 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 de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage 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 de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage de 370 kN à 500 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 370 kN à 500 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques standard au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante 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, dite TET, peut être mesurée à la sortie du dispositif combustor, par exemple immédiatement en amont de la première ailette de turbine, qui elle-même peut être appelée ailette directrice de buse. Dans certains exemples, la TET peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fournie au dispositif combustor. À des conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1 400 K, 1 450 K, 1 500 K, 1 550 K, 1 600 K ou 1 650 K. Donc, strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET à des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage de 1 540 K à 1 600 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET à des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage de 1 590 K à 1 650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET à des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage de 1 600 K à 1 660 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET à des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 1 590 K à 1 650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET à des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 1 570 K à 1 630 K. La TET à des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 1 530 K à 1 600 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 : 1 700 K, 1 750 K, 1 800 K, 1 850 K, 1 900 K, 1 950 K, 2 000 K, 2 050 K, ou 2 100 K. Donc, 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 de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage de 1 890 K à 1 960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage de 1 890 kN à 1 960 kN. 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 de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage de 1 890 K à 1 960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 1 935 K à 1 995 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage de 1 890 K à 1 950 K. La TET maximale 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 1 800 K à 1 950 K, ou 1 900 K à 2 000 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 d’un quelconque 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 d’une quelconque 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. Un quelconque 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 buse à section variable (VAN). Une telle buse 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 un quelconque nombre souhaité d’aubes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps composite 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. Tel qu’il est utilisé 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 pour un aéronef, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement que chaque terme se réfère à une phase de fonctionnement du moteur au sein d’une mission donnée d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est destiné à être fixé. À ce titre, le ralenti au sol peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est stationnaire et au contact du sol, mais il est nécessaire que le moteur tourne. Au ralenti, le moteur peut produire entre 3 % et 9 % de la poussée disponible du moteur. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 5 % et 8 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 7 % de poussée disponible. Le roulage peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé le long du sol par la poussée produite par le moteur. Pendant le roulage, le moteur peut produire entre 5 % et 15 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 12 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 7 % et 10 % de poussée disponible. Le décollage peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. Un stade initial dans la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef est en contact avec le sol. Un stade ultérieur dans la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef est en contact avec le sol. Pendant le décollage, le moteur peut produire entre 90 % et 100 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 95 % et 100 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire 100 % de poussée disponible. La montée peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. Pendant la montée, le moteur peut produire entre 75 % et 100 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 80 % et 95 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 85 % et 90 % de poussée disponible. À ce titre, la montée peut se référer à une phase de fonctionnement au sein d’un cycle de vol d’aéronef entre le décollage et l’arrivée à des conditions de croisière. En complément ou alternativement, la montée peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol dʼaéronef entre le décollage et lʼatterrissage, où une augmentation relative de lʼaltitude est requise, ce qui peut nécessiter une demande complémentaire de poussée 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 des quelconques 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). Un quelconque moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur aux conditions de croisière est clairement défini. Strictement à titre d’exemple, la vitesse avant à la condition de croisière peut être un quelconque point dans la plage de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l’ordre de Mach 0,8, de l’ordre de Mach 0,85 ou dans la plage de 0,8 à 0,85. Une quelconque vitesse 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 de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage de 10 400 m à 11 600 m (à peu près 38 000 pieds), par exemple dans la plage de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage de 10 600 m à 11 400 m, par exemple dans la plage de 10 700 m (à peu près 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l’ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types à une quelconque altitude donnée dans ces plages. Strictement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,8 et des conditions atmosphériques normales (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 dépend bien entendu du moteur et de son application prévue et peut être, par exemple, une valeur dans la plage entre 20 kN et 40 kN. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,85 et des conditions atmosphériques normales (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 dépend bien entendu du moteur et de son application prévue et peut être, par exemple, une valeur dans la plage de 35 kN et 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 ici. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d’un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion. En outre, l’homme du métier reconnait immédiatement l’un ou l’autre ou l’un et l’autre parmi une descente et une approche pour se référer à une phase de fonctionnement au sein d’un cycle de vol d’aéronef entre la croisière et l’atterrissage de l’aéronef. Pendant l’un ou l’autre ou l’un et l’autre parmi une descente et une approche, le moteur peut produire entre 20 % et 50 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 25 % et 40 % de poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 30 % et 35 % de poussée disponible. En complément ou alternativement, la descente peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol dʼaéronef entre le décollage et lʼatterrissage, où une baisse relative de lʼaltitude est requise, ce qui peut nécessiter une demande de poussée réduite du moteur. Selon un aspect, on fournit un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L’aéronef selon cet aspect est l’aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être fixé. 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 une quelconque condition appropriée, qui peut être définie ailleurs ici (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach). Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut comporter (ou peut être) un fonctionnement dans une quelconque condition appropriée, par exemple à mi-croisière de l’avion, telle que définie ailleurs ici. L’homme du métier comprendrait que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l’un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué mutatis mutandis à un quelconque autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, toute caractéristique ou tout paramètre décrit ici peut être appliqué à un quelconque aspect et/ou associé à une quelconque autre caractéristique ou un quelconque autre paramètre décrit ici. 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 similaire, désigne une plage inclusive ; incluant les valeurs de délimitation de X et Y. 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 du dispositif combustor d’un moteur à turbine à gaz ; est une vue en coupe transversale à travers le dispositif combustor d’un moteur à turbine à gaz le long de l’axe principal de rotation du moteur ; est une autre représentation schématique d’un système de distribution de carburant et du dispositif combustor d’un moteur à turbine à gaz ; et , , , et montrent des procédés de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz en relation avec des paramètres de carburant incluant le pouvoir calorifique, la masse volumique, la température, et la viscosité, ainsi que le transfert de chaleur vers un carburant et la concentration de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz. En référence à la , un moteur à turbine à gaz est généralement indiqué à 10, ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend, en série de flux axial, une entrée d’air 12, une soufflante propulsive 13, un compresseur pression intermédiaire 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine pression intermédiaire 18, une turbine basse pression 19 et une buse d’échappement 20. Une nacelle 21 entoure le moteur 10 et définit l’un et l’autre parmi l’entrée 12 et la buse d’échappement 20. En cours d’utilisation, l’air entrant dans l’entrée 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 pression intermédiaire 14, et le flux d’air de contournement B passe à travers un conduit de contournement 22 pour fournir une poussée propulsive. Le compresseur pression intermédiaire 14 comprime le flux d’air A avant de délivrer cet air au compresseur haute pression 15 où davantage de compression a lieu. Le moteur à turbine à gaz comprend un carter de soufflante 13a où 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 mis en combustion. L’équipement de combustion 16 peut être désigné comme le dispositif combustor 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « dispositif combustor 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute, intermédiaire, basse pression 17, 18, 19 avant d’être évacués à travers la buse 20 pour fournir une poussée de propulsion supplémentaire. Les turbines haute 17, intermédiaire 18 et basse 19 entraînent respectivement le compresseur haute pression 15, le compresseur 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 nombre alternatif d’arbres d’interconnexion (par exemple deux) et/ou un nombre alternatif de compresseurs et/ou de turbines. Il convient de noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu’ils sont utilisés ici peuvent être pris pour indiquer les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c’est-à-dire n’incluant pas la soufflante 13) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont connectés 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 » auxquels il est fait référence ici peuvent en variante être connus sous le nom de « turbine pression intermédiaire » et « compresseur 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 d’une turbine à un compresseur et/ou une soufflante. Ainsi, la présente description s’étend à un moteur à turbine à gaz ayant un quelconque 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 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 peut avoir une buse à flux divisé ce qui signifie que le flux à travers le conduit de contournement 22 a sa propre buse qui est indépendante de, et radialement à l’extérieur de, la buse de moteur de cœur. Cependant, ceci n’est pas limitant, et un quelconque aspect de la présente description peut également s’appliquer à des moteurs où 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 buse unique, qui peut être dénommée buse à flux mélangé (comme le montre la ). L’une et/ou l’autre des buses (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 un quelconque type de moteur à turbine à gaz, tel qu’un rotor ouvert (dans lequel l’étage de soufflante n’est pas entouré par une nacelle) ou un turbopropulseur, par exemple. 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 un carburant hydrocarboné d’origine fossile, tel que le kérosène. Ainsi, le carburant F peut comprendre des molécules d’une ou plusieurs des familles chimiques de n-alcanes, iso-alcanes, cycloalcanes, et aromatiques. En complément ou alternativement, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, autrement connus comme carburant aviation durable (SAF). Dans chacun des exemples fournis, le carburant F peut comprendre un ou plusieurs oligoéléments incluant, par exemple, du soufre, de l’azote, de l’oxygène, des substances inorganiques, et des métaux. Des performances fonctionnelles d’une composition donnée, ou un mélange de carburant utilisable pour une mission donnée, peuvent être définies, au moins en partie, par la capacité du carburant à entretenir le cycle de Brayton du moteur à turbine à gaz 10. Des paramètres définissant des performances fonctionnelles peuvent comporter, par exemple, une énergie spécifique ; une densité d’énergie ; une stabilité thermique ; et, des émissions incluant des matières particulaires. Une énergie spécifique relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de masse), exprimée en MJ/kg, peut réduire au moins partiellement le poids de décollage, fournissant donc potentiellement une amélioration relative d’efficacité de carburant. Une densité énergétique relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de volume), exprimée en MJ/L, peut réduire au moins partiellement le volume du carburant au décollage, ce qui peut être particulièrement important pour des missions limitées en volume ou des opérations militaires impliquant un ravitaillement. Une stabilité thermique relativement plus élevée (c’est-à-dire une inhibition du carburant à se dégrader ou à se cokéfier sous contrainte thermique) peut permettre au carburant de subir des températures élevées dans le moteur et des injecteurs de carburant, fournissant donc potentiellement des améliorations relatives dans l’efficacité de combustion. Les émissions réduites, y compris les matières particulaires, peuvent permettre une formation de traînée réduite, tout en réduisant l’impact environnemental d’une mission donnée. D’autres propriétés du carburant peuvent également être essentielles à des performances fonctionnelles. Par exemple, un point de congélation relativement plus faible (°C) peut permettre des missions à longue portée pour optimiser les profils de vol ; les concentrations aromatiques minimales (%) peuvent assurer un gonflement suffisant de certains matériaux utilisés dans la construction de joints toriques et de joints préalablement exposés aux carburants à teneur aromatique élevée ; et, une tension de surface maximale (mN/m) peut assurer une rupture de pulvérisation suffisante et une atomisation du carburant. Le rapport du nombre d’atomes d’hydrogène au nombre d’atomes de carbone dans une molécule peut influer sur l’énergie spécifique d’une composition donnée, ou un mélange de carburant. Les carburants avec des rapports plus élevés d’atomes d’hydrogène aux atomes de carbone peuvent avoir des énergies spécifiques plus élevées en l’absence de souche de liaison. Par exemple, les carburants hydrocarbonés d’origine fossile peuvent comprendre des molécules avec environ 7 à 18 carbones, avec une partie significative d’une composition donnée issue de molécules de 9 à 15 carbones, avec une moyenne de 12 carbones. Un nombre de mélanges de carburant aviation durable ont été approuvés pour une utilisation. Par exemple, certains mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange allant jusqu’à 10 % de carburant aviation durable, tandis que d’autres mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange entre 10 % et 50 % de carburant aviation durable (le reste comprenant un ou plusieurs carburants hydrocarbonés d’origine fossile, tels que le kérosène), avec des compositions supplémentaires en attente d’approbation. Cependant, il existe une prévision dans l’industrie aéronautique que des mélanges de carburant aviation durable comprenant jusqu’à (et y compris) 100 % de carburant aviation durable (SAF) seront finalement approuvés pour une utilisation. Des carburants aviation durables peuvent comprendre un ou plusieurs parmi des n-alcanes, des iso-alcanes, des cycloalcanes et des aromatiques, et peuvent être produits, par exemple, à partir d’un ou plusieurs de gaz de synthèse (gaz de synthèse) ; des lipides (par exemple, des graisses, des huiles et des lubrifiants) ; des sucres ; et des alcools. Donc, des carburants aviation durables peuvent comprendre l’un ou l’autre ou l’un et l’autre parmi des teneurs en aromatiques et en soufre plus faibles, par rapport à des carburants hydrocarbonés d’origine fossile. En complément ou alternativement, des carburants aviation durable peuvent comprendre l’un ou l’autre ou l’un et l’autre parmi une teneur en iso-alcane et en cycloalcane plus élevée, par rapport à des carburants hydrocarbonés d’origine fossile. Donc, dans certains exemples, des carburants aviation durable peuvent comprendre l’un ou l’autre ou l’un et l’autre parmi une densité entre 90 % et 98 % de celle du kérosène et un pouvoir calorifique entre 101 % et 105 % de celui du kérosène. Grâce au moins en partie à la structure moléculaire de carburants aviation durables, des carburants aviation durables peuvent fournir des effets bénéfiques y compris, par exemple, une ou plusieurs parmi une énergie spécifique plus élevée (malgré, dans certains exemples, une densité énergétique plus faible) ; une capacité thermique spécifique plus élevée ; une stabilité thermique plus élevée ; une lubrification plus élevée ; une viscosité plus faible ; une tension de surface plus faible ; un point de congélation plus faible ; des émissions de suie plus faibles ; et, des émissions de CO 2 plus faibles, par rapport à des carburants hydrocarbonés d’origine fossile (par exemple lorsqu’ils sont mis en combustion dans l’équipement de combustion 16). Ainsi, par rapport aux carburants hydrocarbonés d’origine fossile, tels que le kérosène, les carburants aviation durables peuvent conduire à l’un ou l’autre ou l’un et l’autre parmi une diminution relative de la consommation spécifique de carburant, et à une diminution relative des coûts de maintenance. La montre une représentation schématique d’un système de distribution de carburant 102 et du dispositif combustor 16 d’un moteur à turbine à gaz 10. Le dispositif combustor 16 est conçu pour utiliser une combustion de brûlage pauvre étagée. Du carburant est divisé parmi des injecteurs de carburant pilote et des injecteurs de carburant principaux au moyen d’un dispositif de commande de système de carburant, qui dans l’exemple montré est fourni par une unité de dosage de carburant (FMU) 104 sous commande d’un dispositif de commande électronique de moteur (EEC) 106. Le carburant est délivré à l’unité de dosage de carburant 104 par une pompe à carburant 108. Dans l’exemple montré, la pompe à carburant 108 est entraînée mécaniquement par un boîtier d’entraînement des accessoires (AGB) 110, bien que la pompe à carburant 108 puisse alternativement être entraînée électriquement. La pompe à carburant 108 montrée sur la peut être une parmi de multiples pompes à carburant fournies au sein du système de distribution de carburant 102. Par exemple, la pompe à carburant 108 peut être une pompe à carburant haute pression fournie sur le moteur à turbine à gaz 10, avec une ou plusieurs pompes à carburant à pression plus basse supplémentaires qui sont également fournies, facultativement à bord de l’aéronef plutôt que de faire partie du moteur à turbine à gaz 10. Le carburant haute pression est délivré par l’unité de dosage de carburant 104 dans un ou plusieurs collecteurs de carburant pour la distribution à des injecteurs de carburant pilote 116A et des injecteurs de carburant principaux 116B. La délivrance de carburant par l’intermédiaire d’injecteurs de carburant pilote 116A et d’injecteurs de carburant principaux 116B est étagée, donc à des puissances faibles (et donc des flux de masse d’air faible) est primairement ou entièrement délivrée par les injecteurs de carburant pilote 116A à un rapport carburant-air riche (c’est-à-dire à un rapport d’équivalence supérieur à l’unité) pour une stabilité de flamme améliorée. À mesure que la puissance et le débit massique augmentent, un point d’étape est atteint auquel du carburant est délivré par certains ou tous les injecteurs de carburant principaux 116B, complétant le flux de carburant des injecteurs de carburant pilote 116A. Les injecteurs de carburant principaux 116B sont conçus pour injecter du carburant à un rapport carburant-air pauvre (c’est-à-dire à un rapport d’équivalence inférieur à l’unité). À ce point, le flux d’air est tel que le rapport d’équivalence immédiatement en aval des injecteurs de carburant pilote 116A est également pauvre en carburant. Dans l’exemple montré, à des niveaux de puissance plus élevés, le carburant est injecté par tous les injecteurs de carburant principaux 116B. Les hommes du métier seront familiarisés avec un tel fonctionnement de systèmes de combustion étagés afin d’effectuer une brûlure pauvre à des puissances élevées tout en respectant les limites d’inflammabilité à des puissances plus basses. L’équilibre d’injection de carburant par les injecteurs de carburant pilote 116A et les injecteurs de carburant principaux 116B est commandé par le dispositif de commande électronique de moteur 106, qui fournit des signaux de commande à l’unité de dosage de carburant 104. Les signaux de commande peuvent être indicatifs directement ou indirectement du carburant total qui doit être injecté, par exemple sous la forme d’un débit de carburant et le rapport de flux de carburant d’injecteur de carburant pilote au flux de carburant d’injecteur principal. La montre une section à travers le dispositif combustor 16 dans un plan perpendiculaire à l’axe principal de rotation 9 du moteur 10. Le dispositif combustor 16 comprend une chambre de combustion annulaire 120, définie par une chemise 122. D’autres configurations de dispositif combustor peuvent alternativement être utilisées, par exemple, des dispositifs combustors cannulaires, des dispositifs combustors cannés, etc. Le dispositif combustor 16 comprend une pluralité de buses de pulvérisation de carburant 124 agencées autour d’une circonférence du dispositif combustor 16 et conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion 120. Dans l’exemple montré, le dispositif combustor 16 comprend seize (16) buses de pulvérisation de carburant 124. Le dispositif combustor 16 peut alternativement comprendre un quelconque 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, et ainsi de suite. Le dispositif combustor peut comprendre un nombre de buses de pulvérisation de carburant dans une plage inclusive définie entre deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente, les deux valeurs formant les limites supérieure et inférieure de la plage et étant incluses dans la plage. Par exemple, le dispositif combustor peut comprendre entre 14 et 27 buses de pulvérisation de carburant, ou entre 16 et 25 buses de pulvérisation de carburant ou entre 18 et 23 buses de pulvérisation de carburant. Une taille de cœur d’un moteur à turbine à gaz peut être définie comme (en référence à l’agencement montré sur la ) : où est le débit massique, en livres par seconde, d’air à l’entrée du compresseur haute pression 15, est la température, en Kelvin, de l’air à la sortie du compresseur haute pression 15, et est la pression, en livres pouces par seconde carrée par pouce carré, d’air à la sortie du compresseur haute pression 15. Une unité de taille de cœur s’exprime donc comme : La taille du cœur (en s.K 1/2 . po ) du moteur peut être entre 4 et 7, par exemple 4, 4,5, 5, 5,5, 6, 6,5 ou 7, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans certains exemples, la taille de cœur de moteur (dans s.K 1/2 . po ) peut être dans la plage de 5,0, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9, ou 6, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans encore d’autres exemples, la taille de cœur de moteur (dans s.K 1/2 . po ) peut être dans la plage de 5,25, 5,26, 5,27, 5,28, 5,29, 5,30, 5,31, 5,32, 5,33, 5,34, 5,35, 5,36, 5,37, 5,38, 5,39, 5,40, 5,41, 5,42, 5,43, 5,44, ou 5,45, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un nombre de buses de pulvérisation de carburant 124 par taille de cœur de moteur unitaire (1 s.K 1/2 . po ) peut être entre 2 et 6. Le nombre peut être, par exemple 2, 3, 4, 5 ou 6, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans certains exemples, le nombre peut être entre 3 et 4, par exemple 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9 ou 4,0, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être entre 2 et 7, ou plus préférablement entre 2,1 et 6,5, ou plus préférablement entre 2,4 et 3,4. Dans encore d’autres exemples, le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être 2,0, 2,1, 2,2, 2,3, 2,4, 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4,0, 4,1, 4,2, 4,3, 4,4, 4,5, 4,6, 4,7, 4,8, 4,9, 5,0, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9, 6,0, 6,1, 6,2, 6,3, 6,4, 6,5, 6,6, 6,7, 6,8, 6,9, 7,0, ou dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. La taille de cœur est définie ici à une condition de fonctionnement de moteur correspondant à une valeur maximale du flux semi-dimensionnel à une entrée de compresseur haute pression, définie comme : où est le débit massique (en livres par seconde) de l’air à l’entrée du compresseur haute pression, est la température (en Kelvin) de l’air à l’entrée du compresseur haute pression, et est la pression (en lb pouces par seconde carrée par pouce carré) d’air à l’entrée du compresseur haute pression. La condition de fonctionnement correspondant au flux semi-dimensionnel maximal à l’entrée de compresseur haute pression peut être le pic de condition de fonctionnement de montée. La taille de cœur désignée ici peut donc être définie au pic de condition de fonctionnement de montée. Le pic de montée peut être tel que défini dans la technique et tel que compris par l’homme du métier pour une implémentation spécifique d’une turbine à gaz de la présente demande. Dans un exemple spécifique, le pic de montée peut correspondre à un fonctionnement à une altitude entre 30 000 pieds à 39 000 pieds (plus spécifiquement 35 000 pieds), une vitesse d’avancement de nombre de Mach 0,75 à 0,85, et une température d’air ambiant (DTAMB) d’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 appelée buse à étage interne) où un injecteur de carburant pilote 116A est intégré dans la même buse de pulvérisation de carburant 124 comme un injecteur de carburant principal 116B. Toutefois, il est envisagé que d’autres types de configurations de combustion étagées puissent être utilisés, par exemple ceux avec des injecteurs de carburant pilote et des injecteurs de carburant principaux dans des buses de projection de carburant distinctes plutôt que les deux contenus dans des buses de pulvérisation de carburant duplex ou à étage interne. En effet, on comprendra que les principes décrits ici peuvent être appliqués à un quelconque système de combustion étagé comprenant des injecteurs de carburant pilote et des injecteurs de carburant principaux. De retour à la , le système de distribution de carburant 102 comprend une vanne de séparation (SV) 112 conçue pour diviser un flux de carburant entre les buses de pulvérisation de carburant 124 du dispositif combustor 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’étape, par exemple jusqu’à un débit de carburant ou une puissance moteur seuil. En dessous du point d’étape, les injecteurs pilotes du second sous-ensemble 124B peuvent recevoir aucun carburant, ou une quantité plus faible de carburant par rapport à celles du premier sous-ensemble 124A. Au-dessus du point d’étape, tous les 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 incluent toutes les buses de pulvérisation de carburant fournies dans le dispositif combustor comme le montre la . Le dispositif de commande électronique de moteur 106 est conçu pour commander la vanne de fractionnement 112, bien que la vanne de séparation 112 puisse alternativement être mécaniquement commandée ou avoir une configuration fixe. En référence à la quantité de carburant fournie à chaque buse de pulvérisation de carburant nous entendons le débit de carburant fourni aux buses à un instant 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 alternativement comprendre un quelconque 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 dans 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. Alternativement, le système de distribution de carburant 102 peut ne pas comprendre une 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’étape. 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 du dispositif combustor 16 de telle sorte qu’elles sont situées plus près d’un ou plusieurs allumeurs 126 du dispositif combustor 16 que celles du second sous-ensemble 124B de buses de pulvérisation de carburant 124. Cependant, cela n’est pas essentiel, et le premier sous-ensemble 124A de buses de pulvérisation de carburant 124 peut être disposé à un quelconque emplacement approprié au sein du dispositif combustor 16. Dans l’exemple montré, le dispositif combustor 16 comprend 2 allumeurs agencés sensiblement diamétralement opposés l’un à l’autre. Cependant, le dispositif combustor 16 peut comprendre un quelconque nombre approprié d’allumeurs, par exemple 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, par exemple entre 1 et 6, ou entre 2 et 6, ou entre 2 et 4. Le ou les allumeurs 126 peuvent être disposés à un quelconque emplacement approprié dans le dispositif combustor 16 et ne doivent pas nécessairement être agencés symétriquement au sein du dispositif combustor 16. Un autre exemple du système de distribution de carburant 102 et du dispositif combustor 16 est montré sur la . Dans cet exemple, le dispositif combustor 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 manière similaire à celui décrit précédemment. Chaque buse de projection de carburant 124 comprend un injecteur pilote primaire 116A’, un injecteur pilote secondaire 116A’ et un injecteur principal 116B. Les injecteurs pilotes primaires 116A’ et les injecteurs principaux 116B sont alimentés avec du carburant du FMU 104 par un premier et second collecteur pilote/principal 126A, 126B. Les injecteurs pilotes primaires 116A’ et les injecteurs principaux 116B du premier sous-ensemble de 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 premier collecteur pilote/principal 126B. Les injecteurs pilotes secondaires 116A’’ sont alimentés avec du carburant du FMU 104 par un collecteur pilote secondaire 126C. Le premier collecteur principal/pilote 126A est donc relié entre le FMU 104 et les buses de pulvérisation de carburant du premier sous-ensemble 124A, tandis que le second sous-ensemble 124B est relié au FMU 104 par le second collecteur principal/pilote 126B. L’ensemble des buses de pulvérisation de carburant (c’est-à-dire les deux sous-ensembles) sont alimentés en carburant par le collecteur pilote secondaire 126C. Le FMU 104 comprend une première vanne de séparation 112A et une seconde vanne de séparation 112B. La première vanne de séparation 112A est agencée pour diviser le flux de carburant fourni au FMU 104 en un premier flux de carburant fourni au collecteur pilote secondaire 126C, et un second flux de carburant fourni à la seconde vanne de séparation 112B. La seconde vanne de séparation 112B est agencée pour fournir un flux de carburant aux injecteurs pilotes primaires 116A’ de telle sorte que les injecteurs pilotes primaires 116A du premier sous-ensemble 124A de buses reçoivent plus de carburant en dessous d’un point d’étape par comparaison avec ceux du second sous-ensemble 124B de buses de pulvérisation de carburant. En dessous du point d’étape, la vanne de séparation 112B est agencée pour fournir moins de carburant (y compris aucun carburant) au second sous-ensemble 124B de buses de pulvérisation de carburant. Au niveau ou au-dessus du point d’étape, on peut fournir à toutes les buses de l’un et l’autre parmi les premier et second sous-ensembles la même quantité de carburant par la vanne de séparation 112B. Tel que décrit précédemment, le point d’étape peut être un seuil de flux de carburant, ou une puissance moteur. Dans l’exemple montré sur la , l’étagement des injecteurs principaux est fourni par des vannes passives 127 (ou autres types de vannes) 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 un flux de carburant reçu depuis le collecteur principal/pilote respectif 126A, 126B pour permettre l’étagement entre un fonctionnement pilote seulement et un fonctionnement principal pilot plus. Dans d’autres exemples, d’autres moyens pour fournir un étagement entre un fonctionnement pilote seulement et principal pilote plus peuvent être fournis. Bien que la montre un dispositif combustor ayant des buses de pulvérisation de carburant comprenant des injecteurs pilotes primaire et secondaire qui peuvent ne pas être le cas dans d’autres exemples. Les injecteurs pilotes secondaires peuvent être absents dans certains exemples, conjointement avec le collecteur pilote secondaire 126C et la première vanne de séparation 112A. En référence aux exemples des deux Figures 2 et 4, le système de distribution de carburant 102 comprend au moins un échangeur de chaleur carburant-huile (HX) 114. De manière classique, au moins un système d’huile à boucle sensiblement fermée 128 est conçu pour fournir de l’huile lubrifiante à une pluralité de composants moteurs et collecter l’huile lubrifiante suite à une lubrification des composants de moteur. L’huile lubrifiante agit également pour éliminer la chaleur des composants de moteur, de sorte qu’une température de l’huile lubrifiante est augmentée suite à une lubrification des composants de moteur. L’échangeur de chaleur carburant-huile 114 est conçu pour transférer de la chaleur de l’huile lubrifiante chauffée au carburant avant le carburant entrant dans le dispositif combustor 16. Le transfert de chaleur de l’huile lubrifiante chauffée vers le carburant sert à un nombre d’objets. Un objet est de réduire une température de l’huile lubrifiante, de telle sorte que l’huile lubrifiante peut être recirculée pour éliminer la chaleur des composants de moteur. Un autre objet est d’augmenter une température du carburant avant que le carburant n’entre dans le dispositif combustor 16, afin de modifier une ou plusieurs propriétés du carburant juste avant l’entrée dans le dispositif combustor 16 et d’améliorer ou d’optimiser la combustion. Dans l’exemple montré, l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 est disposé entre la pompe à carburant 108 et l’unité de dosage de carburant 104, bien que l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 puisse être disposé à un quelconque emplacement approprié. Le dispositif de commande électronique de moteur 106 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 en fournissant des signaux de commande à l’échangeur de chaleur carburant-huile 114. Le dispositif de commande électronique de moteur 106 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour ajuster au moins une propriété ou un paramètre du carburant à l’injection du carburant dans la chambre de combustion 120. Dans lʼexemple montré, le dispositif de commande électronique de moteur 106 est conçu pour commander le fonctionnement de lʼéchangeur de chaleur carburant-huile 114 pour commander au moins lʼune parmi une température et/ou une viscosité du carburant à lʼinjection du carburant dans la chambre de combustion 120, et/ou la quantité de chaleur transférée au carburant avant quʼil atteigne la chambre de combustion 16. Dans un exemple, le dispositif de commande électronique de moteur 106 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour élever la température de carburant jusqu’à une moyenne d’au moins 135 °C à l’injection du carburant dans la chambre de combustion 120 aux conditions de croisière. Dans d’autres exemples, le dispositif de commande 106 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 106 pour transférer de la chaleur de l’huile au carburant avant que le carburant soit injecté dans la chambre de combustion 120 de sorte à élever la température de carburant, à l’injection du carburant dans la chambre de combustion 120 aux conditions de croisière, à une moyenne entre 135 °C et 170 °C, ou plus préférablement à une moyenne entre 135 °C et 160 °C, ou encore plus préférablement à une moyenne entre 140 °C et 150 °C. Alternativement, le dispositif de commande électronique de moteur 106 peut être conçu pour commander le fonctionnement de lʼéchangeur de chaleur carburant-huile 114 pour élever la température de carburant à une moyenne dʼau 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 à lʼinjection du carburant dans la chambre de combustion 120 à des conditions de croisière. Le dispositif de commande électronique de moteur 106 peut alternativement être conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour élever la température de carburant à l’injection du carburant dans la chambre de combustion 120 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 106 est en complément ou alternativement conçu 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 à l’injection du carburant dans la chambre de combustion 120 à des conditions de croisière. Le dispositif de commande 106 peut être conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour transférer de la chaleur de l’huile au carburant avant que le carburant ne soit injecté dans la chambre de combustion 120 de sorte à abaisser la viscosité de carburant entre 0,58 mm 2 /s et 0,30 mm 2 /s à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière ou à entre 0,50 mm 2 /s et 0,38 mm 2 /s à l’injection du carburant dans la chambre de combustion aux conditions de croisière ou à entre 0,50 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s à l’injection du carburant dans la chambre de combustion 120 à des conditions de croisière ou à entre 0,54 mm 2 /s et 0,34 mm 2 /s à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le dispositif de commande 106 peut être conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour transférer de la chaleur de l’huile au carburant avant que le carburant ne soit injecté dans la chambre de combustion 120 à des conditions de croisière pour abaisser la viscosité de carburant à 0,48 mm 2 /s ou moins, ou en outre de préférence entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 /s ou encore en outre de préférence entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s. Dans certains exemples, le dispositif de commande 106 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour abaisser la viscosité de carburant 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 à l’injection du carburant dans la chambre de combustion 120 à des conditions de croisière. Alternativement, le dispositif électronique de commande de moteur 106 peut être conçu 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 des valeurs de la phrase précédente. Les températures de carburant et les viscosités de carburant décrites ci-dessus peuvent être appropriées pour le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 avec un carburant aviation durable. Le carburant fourni à la chambre de combustion peut comprendre du SAF, par exemple peut comprendre un % de SAF dans la plage de 50 à 100 %, de 10 % à 50 % ou peut être 100 % de SAF. La présente demande n’est cependant pas limitée à un fonctionnement avec un carburant aviation durable, et un quelconque exemple décrit ici peut être utilisé avec d’autres types de carburant (qui peuvent avoir des propriétés similaires). Dans certains exemples, un système de distribution de carburant 102 peut être conçu pour fournir un carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant, dans lequel le carburant exemple, un pouvoir calorifique dʼau moins 43,5 MJ/kg. Dans certains exemples, le carburant peut avoir un pouvoir calorifique d’au moins 43,8 MJ/kg. Le pouvoir calorifique peut être entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le pouvoir calorifique peut être de 43,5, 43,6, 43,7, 43,8 43,9 ou 44,0 MJ/kg, ou dans une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans un quelconque exemple ici, le système de distribution de carburant peut être conçu pour fournir du carburant aux buses de pulvérisation de carburant ayant une masse volumique dans la plage de 760 à 840 kg/m 3 à 15 °C. Cela peut en particulier être en combinaison avec les pouvoirs calorifiques définis au paragraphe précédent. Afin de fournir du carburant ayant l’une quelconque des propriétés définies ici le système de distribution de carburant peut être fourni par une alimentation en carburant stockée dans un ou plusieurs réservoirs de carburant de l’aéronef ayant de telles propriétés. Dans certains exemples, le dispositif de commande 106 est en complément ou alternativement conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour élever une température du carburant à une moyenne d’au moins 135 °C à lʼinjection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Dans certains exemples, le dispositif de commande 106 est en complément ou alternativement conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour transférer de 200 à 600 kW/m 3 de chaleur d’huile au carburant à des conditions de croisière avant de fournir le carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Dans d’autres exemples, le dispositif de commande 106 peut être conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour transférer de 250 à 550 kW/m 3 ou plus préférablement de 300 à 500 kW/m 3 ou encore plus préférablement de 350 à 450 kW/m 3 de chaleur d’huile au carburant à des conditions de croisière avant de fournir le carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Dans encore d’autres exemples le dispositif de commande peut être conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 pour transférer 200 kW/m 3 , 225 kW/m 3 , 250 kW/m 3 , 275 kW/m 3 , 300 kW/m 3 , 325 kW/m 3 , 350 kW/m 3 , 375 kW/m 3 , 400 kW/m 3 , 425 kW/m 3 , 450 kW/m 3 , 475 kW/m 3 , 500 kW/m 3 , 525 kW/m 3 , 550 kW/m 3 , 575 kW/m 3 , 600 kW/m 3 de chaleur, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, d’huile au carburant à des conditions de croisière avant de fournir le carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Dans certains exemples, le dispositif de commande 106 est en complément ou alternativement conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 20 à 80 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz 10 lorsque le moteur 10 fonctionne à 85 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz 10 lorsque le moteur 10 fonctionne à 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant 124 est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Dans d’autres exemples, la réduction de nvPM peut être telle que définie autrement ici. Le boîtier d’entraînement des accessoires 110 est entraîné par le moteur par l’intermédiaire d’un arbre accessoire (non montré). Le boîtier d’entraînement des accessoires 110 est conçu pour actionner ou entraîner divers composants accessoires de moteur ou d’aéronef. Dans l’exemple montré, le boîtier d’entraînement des accessoires 110 est conçu pour entraîner la pompe à carburant 108, et une pompe à huile 130 faisant partie du système d’huile à boucle fermée 128 décrit plus haut. Le boîtier d’entraînement des accessoires 110 est également conçu pour entraîner un générateur 132 pour fournir une puissance pour des composants électroniques de moteur et/ou des systèmes électriques et/ou des composants électroniques d’aéronef et/ou des systèmes électriques. Dans l’exemple montré, le boîtier d’entraînement des accessoires 110 est monté sur le cœur 11 du moteur 10, bien que le boîtier d’entraînement des accessoires 110 puisse alternativement être monté sur le carter de soufflante 13a du moteur 10. Le système d’huile à boucle fermée 128 est conçu pour fournir de l’huile lubrifiante au boîtier d’entraînement des accessoires 110. La température moyenne d’huile lubrifiante fournie au boîtier d’entraînement des accessoires 110 peut être entre 75 °C et 120 °C à des conditions de croisière, tandis que la température moyenne d’huile lubrifiante sortant du boîtier d’entraînement des accessoires 110 est entre 180 °C et 230 °C à des conditions de croisière. L’huile lubrifiante chauffée sortant du boîtier d’entraînement des accessoires 110 s’écoule vers l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 afin de transférer de la chaleur de l’huile lubrifiante chauffée vers le carburant avant que le carburant ne soit injecté dans la chambre de combustion 120, tel que décrit précédemment. Le dispositif de commande électronique de moteur 106 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 114 de telle sorte qu’un transfert de chaleur suffisant a lieu pour ajuster au moins l’une parmi une température du carburant à l’injection du carburant dans la chambre de combustion 120 à des conditions de croisière et une viscosité du carburant à l’injection du carburant dans la chambre de combustion 120 à des conditions de croisière tel que décrit précédemment. La illustre un procédé 200 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz. Le procédé 200 comprend la fourniture 201 d’un carburant à une pluralité de buses de pulvérisation de carburant du moteur à turbine à gaz, le carburant ayant un pouvoir calorifique d’au moins 43,5 MJ/kg. Le pouvoir calorifique peut être entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le pouvoir calorifique peut être d’au moins 43,8 MJ/kg. Le pouvoir calorifique peut être entre 43,8 MJ/kg et 44 MJ/kg. Le pouvoir calorifique peut être de 43,5, 43,6, 43,7, 43,8 43,9 ou 44,0 MJ/kg, ou dans une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans d’autres exemples, le pouvoir calorifique peut être l’un quelconque des pouvoirs calorifiques définis ici. Le carburant peut en outre avoir une masse volumique dans la plage de 760 à 840 kg/m 3 à 15 °C. Ceci peut s’appliquer à l’un quelconque autre des autres procédés décrits ici. La illustre un procédé 300 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz. Le procédé 300 comprend : la fourniture 301 d’un carburant au ou aux échangeurs de chaleur carburant-huile du moteur à turbine à gaz ; le transfert 302 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile ; et la fourniture 303 du carburant à partir du ou des échangeurs de chaleur carburant-huile à une pluralité de buses de pulvérisation de carburant d’un dispositif combustor du moteur à turbine à gaz. Lors de l’étape de transfert 302, de la chaleur est transférée de lʼhuile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour élever une température du carburant à une moyenne dʼau moins 135 °C à lʼinjection du carburant dans une chambre de combustion du dispositif combustor à des conditions de croisière. Le procédé 300 peut comprendre le transfert 302 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour élever une température du carburant à une moyenne entre 135 °C et 200 °C à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé 300 peut comprendre le transfert 302 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour élever une température du carburant à une moyenne entre 145 °C et 180 °C à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé 300 peut comprendre le transfert 302 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour élever une température du carburant à une moyenne entre 155 °C et 170 °C à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé 300 peut comprendre le transfert 302 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile, pour élever une température du carburant à une moyenne entre 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, 200 °C, ou une quelconque plage définie entre deux de ces valeurs, à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Dans d’autres exemples, la chaleur transférée peut être telle que définie autrement ici. La illustre un procédé 400 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz. Le procédé 400 comprend : la fourniture 401 d’un carburant au ou aux échangeurs de chaleur carburant-huile du moteur à turbine à gaz ; le transfert 402 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile ; et la fourniture 403 du carburant à partir du ou des échangeurs de chaleur carburant-huile à une pluralité de buses de pulvérisation de carburant d’un dispositif combustor du moteur à turbine à gaz. Le transfert 402 de chaleur de l’huile au carburant comprend le transfert de 200 à 600 kW/m 3 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile à des conditions de croisière avant de fournir le carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Le transfert 402 de chaleur de l’huile au carburant peut comprendre le transfert de 250 à 550 kW/m 3 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile à des conditions de croisière avant de fournir le carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Le transfert 402 de chaleur de l’huile au carburant comprend le transfert de 300 à 500 kW/m 3 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile à des conditions de croisière avant de fournir le carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Le transfert 402 de chaleur de l’huile au carburant peut comprendre le transfert de 350 à 450 kW/m 3 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile à des conditions de croisière avant de fournir le carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Le transfert 402 de chaleur de l’huile au carburant peut comprendre le transfert de 200 kW/m 3 , 225 kW/m 3 , 250 kW/m 3 , 275 kW/m 3 , 300 kW/m 3 , 325 kW/m 3 , 350 kW/m 3 , 375 kW/m 3 , 400 kW/m 3 , 425 kW/m 3 , 450 kW/m 3 , 475 kW/m 3 , 500 kW/m 3 , 525 kW/m 3 , 550 kW/m 3 , 575 kW/m 3 , 600 kW/m 3 de chaleur, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile à des conditions de croisière avant de fournir le carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant. Dans d’autres exemples, la chaleur transférée peut être telle que définie autrement ici. La illustre un procédé 500 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz. Le procédé 500 comprend : la fourniture 501 d’un carburant au ou aux échangeurs de chaleur carburant-huile du moteur à turbine à gaz ; le transfert 502 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile ; et la fourniture 503 du carburant à partir du ou des échangeurs de chaleur carburant-huile à une pluralité de buses de pulvérisation de carburant d’un dispositif combustor du moteur à turbine à gaz. Pendant l’étape de transfert 502, de la chaleur est transférée de lʼhuile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à lʼinjection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé 500 peut comprendre le transfert 502 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant à entre 0,58 mm 2 /s et 0,30 mm 2 /s à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière, ou à entre 0,50 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé 500 peut comprendre le transfert 502 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant à entre 0,54 mm 2 /s et 0,34 mm 2 /s à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé 500 peut comprendre le transfert 502 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant à entre 0,50 mm 2 /s et 0,38 mm 2 /s à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Le procédé 500 peut comprendre le transfert 502 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant à 0,48 mm 2 /s ou moins à lʼinjection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière, ou en outre de préférence entre 0,40 mm 2 /s et 0,48 mm 2 / s ou encore en outre de préférence entre 0,42 mm 2 /s et 0,44 mm 2 /s Le procédé 500 peut comprendre le transfert 502 de chaleur d’huile au carburant dans le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile pour abaisser une viscosité du carburant à 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, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, à l’injection du carburant dans la chambre de combustion à des conditions de croisière. Dans d’autres exemples, la viscosité de carburant peut être telle que définie autrement ici. La illustre un procédé 600 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz. Le procédé 600 comprend le fonctionnement 601 du moteur à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 20 à 80 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz 10 lorsque le moteur 10 fonctionne à 85 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz 10 lorsque le moteur 10 fonctionne à 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Dans d’autres exemples, la réduction de nvPM peut être telle que définie autrement ici. Le procédé 200, 300, 400, 500, 600 selon l’une quelconque des Figures 5 à 9 peut comprendre le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 de la , ou de la turbine à gaz d’un quelconque autre aspect ou exemple défini ici. Un quelconque procédé décrit ici peut être utilisé conjointement avec un quelconque appareil décrit ici. 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. Procédé (200) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz (10), le moteur à turbine à gaz (10) comprenant : un dispositif combustor (16), comprenant une chambre de combustion (120) et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion (120), dans lequel la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) comprend un premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) et un second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124), dans lequel le dispositif combustor (16) peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) sont alimentés avec plus de carburant que le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124), dans lequel un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) au nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; le procédé (200) comprenant : la fourniture (201) dʼun carburant à la pluralité de buses de pulvérisation (124) de carburant ayant un pouvoir calorifique dʼau moins 43,5 MJ/kg. Procédé (200) selon la revendication 1, comprenant la fourniture d’un carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) ayant un pouvoir calorifique d’au moins 43,8 MJ/kg, ou de préférence entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg. Procédé (200) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) au nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:3 à 1:4, ou de préférence dans la plage de 1:3,5 à 1:4. Procédé (200) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) comporte entre 1 et 10 buses de pulvérisation de carburant (124), ou de préférence entre 3 et 5 buses de pulvérisation de carburant (124). Procédé (200) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) comporte entre 10 et 25 buses de pulvérisation de carburant (124), ou de préférence entre 13 et 20 buses de pulvérisation de carburant (124), ou plus préférablement entre 13 et 17 buses de pulvérisation de carburant (124). Procédé (200) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le dispositif combustor (16) comprend un ou plusieurs allumeurs (126). Procédé (200) selon la revendication 6, dans lequel chacun parmi le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) est situé plus près d’un ou plusieurs des allumeurs (126) respectifs que le second sous-ensemble (124B), et/ou dans lequel un ou plusieurs des allumeurs (126) sont agencés diamétralement opposés à un autre un ou plusieurs des allumeurs (126). Procédé (200) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) peut comprendre un % de SAF dans la plage de 50 à 100 %. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef, comprenant : un dispositif combustor (16), comprenant une chambre de combustion (120) et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion (120), dans lequel la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) comprend un premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) et un second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124), dans lequel le dispositif combustor (16) peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) sont alimentées avec plus de carburant que le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124), dans lequel un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) au nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et un système de distribution de carburant conçu pour fournir un carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124), dans lequel le carburant a un pouvoir calorifique dʼau moins 43,5 MJ/kg. 0 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 9, dans lequel le système de distribution de carburant (102) est conçu pour fournir un carburant à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) ayant un pouvoir calorifique d’au moins 43,8 MJ/kg, ou de préférence entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg. 1 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 9 ou la revendication 10, dans lequel le rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) au nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:3 à 1:4, ou de préférence dans la plage de 1:3,5 à 1:4. 2 Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications 9 à 11, dans lequel le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) comporte entre 1 et 10 buses de pulvérisation de carburant (124), ou de préférence entre 3 et 5 buses de pulvérisation de carburant (124). 3 Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications 9 à 12, dans lequel le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) comporte entre 10 et 25 buses de pulvérisation de carburant (124), ou de préférence entre 13 et 20 buses de pulvérisation de carburant (124), ou en outre de préférence entre 13 et 17 buses de pulvérisation de carburant (124). 4 Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications 9 à 13, dans lequel le dispositif combustor (16) comprend un ou plusieurs allumeurs (126). 5 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 14, dans lequel chacun parmi le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) est situé plus près d’un ou plusieurs des allumeurs (126) respectifs que le second sous-ensemble (124B), et/ou dans lequel un ou plusieurs des allumeurs (126) sont agencés diamétralement opposés à un autre ou plusieurs des allumeurs (126). 6 Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications 9 à 15, dans lequel le carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) peut comprendre un % de SAF dans la plage de 50 à 100 %.