FR 3156841 A1 20250620 FR 2413928 A 20241212 Gestion de chaleur de générateur Un moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprend un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur. Le moteur comprend une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur. Le moteur comprend une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le taux de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4. Le moteur comprend un système de gestion de chaleur de générateur et un actionneur configuré pour actionner une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur. Le moteur comprend un système d’alimentation en carburant conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur. L’actionneur est configuré de manière à permettre un réglage de position non binaire entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée. Figure pour l’abrégé : Fig. 35 Gestion de chaleur de générateur La présente description se rapporte à des systèmes d’actionnement d’aéronefs, et à des procédés de commande d’un système d’actionnement hydrauliquement par carburant, de telle sorte qu’un ou plusieurs actionneurs du système soient actionnés hydrauliquement par carburant. Il existe une attente dans l’industrie aéronautique concernant une tendance à l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels généralement utilisés actuellement. Les carburants peuvent présenter des caractéristiques de carburant différentes par rapport aux carburants hydrocarbonés à base de pétrole. Ainsi, il existe un besoin de tenir compte de propriétés de carburant pour ces nouveaux carburants, et d’ajuster à la fois les moteurs à turbine à gaz eux-mêmes et les procédés de fonctionnement des moteurs à turbine à gaz. Selon un premier aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le taux de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs ; et un système d’alimentation en carburant, dans lequel le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion, et pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins dix de la pluralité d’actionneurs. Les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durables, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que ces différentes propriétés de carburants peuvent permettre aux actionneurs d’être entraînés hydrauliquement par carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées et utilisés pour actionner au moins un actionneur de plus que les carburants traditionnels, sans augmenter de manière significative le risque de dégradation thermique du carburant (par exemple, laque de carburant, ou cokéfaction de carburant) dans les actionneurs. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 15. Le système d’alimentation en carburant peut comprendre une vanne de retour au réservoir de carburant. La vanne de retour au réservoir de carburant peut être commandée à l’aide d’un actionneur de retour au réservoir de carburant. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour alimenter en carburant l’actionneur de retour au réservoir de carburant pour l’entraîner hydrauliquement par carburant. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins onze, ou au moins douze de la pluralité d’actionneurs. Le moteur peut comprendre un système d’aubes de stator variables. Au moins deux de la pluralité d’actionneurs peuvent faire partie du système d’aubes de stator variables et peuvent actionner/déplacer les aubes en cours d’utilisation. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant les au moins deux de la pluralité d’actionneurs qui font partie du système d’aubes de stator variables. Le moteur peut comprendre un système de refroidissement de carter de turbine, TCC. Au moins deux de la pluralité d’actionneurs peuvent faire partie du système de refroidissement de carter de turbine. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant les au moins deux de la pluralité d’actionneurs qui font partie du système TCC. Le moteur peut comprendre un actionneur de vanne de ventilation. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur de vanne de ventilation. Le moteur peut comprendre un système de gestion de chaleur de moteur. Le système de gestion de chaleur de moteur peut être conçu pour refroidir l’huile utilisée pour refroidir et lubrifier un ou plusieurs composants de moteur, y compris les paliers d’arbre et un réducteur (le cas échéant). Le système de gestion de chaleur de moteur peut être conçu pour commander la température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion. Le système de gestion de chaleur de moteur peut comprendre une pluralité d’échangeurs de chaleur ; par exemple, un ou plusieurs échangeurs de chaleur air-huile et un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile. Au moins un de la pluralité d’actionneurs peut faire partie du système de gestion de chaleur de moteur. Le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un de la pluralité d’actionneurs dans le système de gestion de chaleur de moteur. Divers actionneurs du système de gestion de chaleur de moteur peuvent être utilisés pour commander le débit du fluide (par exemple, le débit d’air, d’huile ou de carburant) à travers un ou plusieurs échangeurs de chaleur du système de gestion de chaleur de moteur. Le moteur peut comprendre un système de gestion de chaleur de générateur. Au moins l’un de la pluralité d’actionneurs fait partie du système de gestion de chaleur de générateur. Le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un de la pluralité d’actionneurs dans le système de gestion de chaleur de générateur. Le moteur peut comprendre une unité hydromécanique. Au moins trois de la pluralité d’actionneurs peuvent faire partie de l’unité hydromécanique. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant les au moins trois de la pluralité d’actionneurs qui font partie de l’unité hydromécanique. Au moins quatre de la pluralité d’actionneurs peuvent faire partie de l’unité hydromécanique. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant les au moins quatre de la pluralité d’actionneurs qui font partie de l’unité hydromécanique. Le moteur peut comprendre une vanne de prélèvement d’air. Au moins l’un de la pluralité d’actionneurs peut être configuré pour actionner la vanne de prélèvement d’air. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins l’un de la pluralité d’actionneurs configurés pour actionner la vanne de prélèvement d’air. Les au moins dix actionneurs hydrauliques à carburant (c’est-à-dire les actionneurs qui sont entraînés hydrauliquement par carburant) peuvent donc comprendre un ou plusieurs des éléments suivants : au moins un actionneur d’aubes de stator variables, VSV, conçu pour ajuster la position d’une aube de stator du moteur ; au moins un actionneur conçu pour actionner une vanne dans un système de refroidissement de carter de turbine, TCC, du moteur ; au moins un actionneur conçu pour actionner une vanne dans une unité hydromécanique, HMU, du moteur ; au moins un actionneur conçu pour actionner une vanne de ventilation ; au moins un actionneur conçu pour actionner une vanne antigivre de nacelle ou une quelconque autre vanne antigivre ou de dégivrage ; au moins un actionneur conçu pour actionner une vanne de prélèvement d’air ; au moins un actionneur conçu pour actionner une vanne de conditionnement ; au moins un actionneur conçu pour actionner une vanne d’étage supérieur pour commander un écoulement d’air du compresseur ; au moins un actionneur conçu pour actionner une vanne pour l’extraction de l’air de prélèvement des parties du moteur qui ne sont pas des compresseurs ; au moins un actionneur conçu pour actionner une vanne de prélèvement d’air d’une unité de puissance auxiliaire, GAP (dans certains modes de réalisation cependant, le GAP peut être séparée du moteur et un actionneur de GAP peut donc ne pas être considéré comme faisant partie du moteur. Le carburant provenant d’une partie du trajet d’alimentation en carburant en amont du moteur peut être utilisé pour actionner un tel actionneur de GAP. Dans d’autres modes de réalisation, cependant, le GAP peut être associée au moteur ou en faire partie, et l’actionneur d’AP peut dans de tels cas être considéré comme partie du moteur) ; un actionneur de vanne de démarrage de moteur ; un actionneur de vanne d’isolement ; au moins un actionneur conçu pour actionner une vanne d’un système de gestion de chaleur de moteur ; et/ou au moins un actionneur conçu pour actionner une vanne d’un système de gestion de chaleur de générateur. Par exemple, un système de gestion de chaleur de moteur comprend généralement plusieurs servomoteurs (également appelés servos), un servo étant un actionneur rotatif ou linéaire qui permet une commande précise de la position angulaire ou linéaire, de la vitesse, et/ou de l’accélération dans un système mécanique. Dans un système de gestion de chaleur de moteur donné, un, plusieurs, ou tous les servos présents peuvent être actionnés hydrauliquement par carburant. Un ou plusieurs des servomoteurs peuvent comprendre un capteur conçu pour fournir une rétroaction de position. Un dispositif de commande spécifique peut être fourni pour le système de gestion de chaleur de moteur afin de commander les un ou plusieurs servomoteurs. Il en va de même pour le système de gestion de chaleur de générateur. L’arbre de cœur peut délivrer directement l’entraînement à la soufflante, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine à entraînement direct. Le moteur à turbine peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée de l’arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine avec réducteur. Le moteur peut comprendre une pluralité de systèmes moteur actionnés. Les systèmes moteur actionnés peuvent comporter un ou plusieurs parmi : un système de gestion de chaleur, un système de refroidissement de carter de turbine, un système de gestion de chaleur de générateur, un système de gestion de chaleur de moteur, un système de prélèvement d’air, un système d’aubes de stator variables, VSV, un système de commande d’environnement de cabine, un système de dégivrage, et un système d’aération de chambre de palier. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins trois de la pluralité de systèmes moteur actionnés. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins quatre, cinq, six, ou au moins sept, des systèmes moteur actionnés. On aura à l’esprit que chaque système de moteur actionné peut comprendre de multiples actionneurs, et que tous les actionneurs d’un système donné peuvent ne pas être hydrauliques à carburant. L’entraînement hydraulique à carburant d’un système donné comprend donc l’actionnement d’au moins l’un des actionneurs du système, mais pas nécessairement de tous. Au moins l’un de la pluralité de systèmes moteur actionnés peut comprendre au moins deux de la pluralité d’actionneurs. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins l’un des au moins deux de la pluralité d’actionneurs dans l’au moins un système de moteur actionné. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant chacun des au moins deux de la pluralité d’actionneurs dans l’au moins un système de moteur actionné. Selon un deuxième aspect, un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le taux de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs ; et un système d’alimentation en carburant ; le procédé comprenant : la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion ; et la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins dix de la pluralité d’actionneurs. Le procédé du deuxième aspect peut être exécuté à l’aide du moteur du premier aspect. Selon un troisième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le taux de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité de systèmes moteur actionnés, y compris un système de gestion de chaleur et un système de refroidissement de carter de turbine ; et un système d’alimentation en carburant, dans lequel le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion, et pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins trois de la pluralité de systèmes moteur actionnés. L’entraînement hydraulique à carburant d’un système de moteur actionné peut signifier l’entraînement hydraulique à carburant d’au moins un actionneur dans le système de moteur actionné. Les systèmes moteur actionnés peuvent comporter un ou plusieurs parmi : un système de gestion de chaleur, un système de refroidissement de carter de turbine, un système de gestion de chaleur de générateur, un système de gestion de chaleur de moteur, un système de prélèvement d’air, un système d’aubes de stator variables, VSV, un système de commande d’environnement de cabine, un système de dégivrage, et un système d’aération de chambre de palier. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins quatre, cinq, six, ou sept, de la pluralité de systèmes moteur actionnés. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 15. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant le système de refroidissement de carter de turbine. Le moteur peut comprendre un système de gestion de chaleur de moteur. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant le système de gestion de chaleur de moteur. Le moteur peut comprendre un système de gestion de chaleur de générateur. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant le système de gestion de chaleur de générateur. Le moteur peut comprendre un système de vanne de ventilation. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant le système de vanne de ventilation. Le moteur peut comprendre un système de prélèvement d’air. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant le système de prélèvement d'air. L’arbre de cœur peut délivrer directement l’entraînement à la soufflante, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine à entraînement direct. Le moteur à turbine peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée de l’arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine avec réducteur. Le moteur peut comprendre une pluralité d'actionneurs. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins dix, onze, ou douze, de la pluralité d’actionneurs. Au moins l’un des systèmes moteur actionnés peut comprendre au moins deux de la pluralité d’actionneurs. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins l’un des au moins deux actionneurs dans l’au moins un système de moteur actionné. Au moins l’un des systèmes moteur actionnés peut comprendre au moins deux de la pluralité d’actionneurs. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant chacun de ces au moins deux actionneurs dans l’au moins un système de moteur actionné. Le moteur du troisième aspect peut être agencé pour mettre en œuvre le procédé du deuxième aspect, et peut avoir n’importe laquelle des caractéristiques décrites par rapport au premier ou deuxième aspect. Selon un quatrième aspect, un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur (26), la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le taux de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité de systèmes moteur actionnés, y compris un système de gestion de chaleur et un système de refroidissement de carter de turbine ; et un système d’alimentation en carburant ; et dans lequel le procédé comprend : la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion ; et la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins trois de la pluralité de systèmes moteur actionnés. Le procédé peut comprendre la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins quatre ou cinq de la pluralité de systèmes moteur actionnés. Le moteur peut comprendre un système de gestion de chaleur de moteur et un système de gestion de chaleur de générateur. Le procédé peut comprendre la fourniture de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant le système de gestion de chaleur de moteur et/ou le système de gestion de chaleur de générateur. Les procédés des deuxième et quatrième aspects peuvent être complémentaires, et peuvent être exécutés ensemble dans diverses mises en œuvre. Le procédé du quatrième aspect peut être exécuté à l’aide du moteur du premier aspect ou du troisième aspect. Selon un cinquième aspect, on fournit un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le taux de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs, au moins l’un de la pluralité d’actionneurs étant configuré pour actionner une vanne de prélèvement d’air ; et un système d’alimentation en carburant, dans lequel le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion, et pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur configuré pour actionner la vanne de prélèvement d’air. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 15. Le débit de prélèvement d’air peut donc être commandé hydrauliquement par carburant. L’air de prélèvement comprend généralement de l’air « prélevé » des un ou plusieurs compresseurs du moteur, et/ou d’une unité de puissance auxiliaire (GAP). L’aéronef peut comprendre un système de prélèvement d’air comprenant une pluralité de conduits, vannes, et régulateurs conçus pour conduire cet air à haute pression « prélevé » du ou des compresseurs et/ou de le GAP vers différents endroits dans l’aéronef (à la fois dans le moteur et ailleurs). L’air de prélèvement peut être utilisé pour de multiples fonctions différentes, y compris la pressurisation de la cabine, la climatisation, le démarrage du moteur, l’aération de la chambre de palier, et le dégivrage. Une partie au moins du système de prélèvement d’air de l’aéronef peut faire partie du moteur, ou être contenue dans celui-ci ; cette partie peut être appelée système de prélèvement d’air du moteur. Le système de prélèvement d’air de l’aéronef peut comprendre de multiples systèmes de prélèvement d’air, dont certains sont entièrement situés à l’intérieur d’un moteur. L’au moins une vanne de prélèvement d’air peut être une vanne de prélèvement d’air environnemental. L’air de prélèvement peut donc être utilisé pour fournir une pression à la cabine de l’aéronef, en fournissant de l’air à un système de commande environnemental. L’au moins une vanne de prélèvement d’air peut être une vanne de groupe de conditionnement. La vanne de conditionnement (un exemple de vanne de prélèvement d’air environnemental) peut réguler un débit de prélèvement d’air dans un système de climatisation à cycle d’air. En complément ou alternativement, l’air de prélèvement peut être utilisé pour maintenir exemptes de glace les parties critiques de l’aéronef (telles que les bords d’attaque des ailes, des parties d’une nacelle entourant la soufflante, et/ou le stator de section de moteur). La vanne de prélèvement d’air peut être appelée vanne antigivre. L’au moins une vanne de prélèvement d’air peut être une vanne antigivre de nacelle. L’au moins une vanne de prélèvement d’air peut être une vanne antigivre de stator de section de moteur. Le moteur peut comprendre une vanne d’isolement configurée pour permettre l’entrée d’air de prélèvement provenant d’un moteur externe (c’est-à-dire que la vanne d’isolement peut permettre une alimentation croisée à partir de l’autre/d’un autre moteur du même aéronef (on aura à l’esprit qu’au minimum deux moteurs (un par aile) sont généralement présents pour les aéronefs commerciaux, et que de nombreux aéronefs ont plusieurs moteurs par aile, par exemple pour un total de quatre ou six moteurs. L’air de prélèvement peut donc être partagé entre les moteurs.). Au moins l’un de la pluralité d’actionneurs peut être configuré pour actionner la vanne d’isolement. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur configuré pour actionner la vanne d’isolement. Le moteur peut comprendre une vanne de démarreur de moteur. Au moins l’un de la pluralité d’actionneurs peut être configuré pour actionner la vanne de démarrage de moteur. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur configuré pour actionner la vanne de démarreur de moteur. L’air de prélèvement, extrait d’une unité de puissance auxiliaire (GAP) ou d’un moteur en fonctionnement de l’aéronef peut donc être utilisé pour alimenter un moteur de démarreur de turbine à air afin de démarrer un moteur/un autre moteur de l’aéronef. L’utilisation d’un démarreur de turbine à air peut permettre à une unité plus petite et plus légère de fournir le couple requis par comparaison avec des démarreurs électriques ou hydrauliques. La commande hydraulique à carburant de la vanne de démarreur de moteur peut en outre réduire la taille et/ou le poids du système. Le moteur peut comprendre une vanne d’étage supérieur pour commander un débit d’air du compresseur. Au moins l’un de la pluralité d’actionneurs peut être configuré pour actionner la vanne d’étage supérieur. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur configuré pour actionner la vanne d’étage supérieur. La vanne d’étage supérieur peut être configurée pour commander l’écoulement de l’air de prélèvement haute pression du compresseur vers la cabine de l’aéronef. Le moteur peut comprendre, ou être associé à, une unité de puissance auxiliaire, GAP, et une vanne d’unité de puissance auxiliaire. L’unité de puissance auxiliaire peut être séparée du moteur, et montée à un autre endroit de l’aéronef dans certaines mises en œuvre. Au moins l’un de la pluralité d’actionneurs peut être configuré pour actionner la vanne d’unité de puissance auxiliaire. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur configuré pour actionner la vanne d’unité de puissance auxiliaire. Le moteur peut comprendre une vanne de pression de collecteur. Au moins l’un de la pluralité d’actionneurs peut être configuré pour actionner la vanne de pression de collecteur. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur configuré pour actionner la vanne de pression de collecteur. La vanne de pression de collecteur peut être configurée pour commander l’écoulement d’air de prélèvement haute pression du moteur. La vanne de pression de collecteur peut moduler/commander la pression de l’écoulement d’air de prélèvement du compresseur vers la cabine de l’aéronef. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins dix, au moins onze, ou au moins douze, de la pluralité d’actionneurs. Le moteur peut comprendre une pluralité de systèmes moteur actionnés. La pluralité de systèmes moteur actionnés peut comporter un système de gestion de chaleur et un système de refroidissement de carter de turbine. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins trois de la pluralité de systèmes moteur actionnés. Les systèmes moteur actionnés peuvent comporter un ou plusieurs parmi : un système de gestion de chaleur, un système de refroidissement de carter de turbine, un système de gestion de chaleur de générateur, un système de gestion de chaleur de moteur, un système de prélèvement d’air, un système d’aubes de stator variables, VSV, un système de commande d’environnement de cabine, un système de dégivrage, et un système d’aération de chambre de palier. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins quatre, cinq, six, ou au moins sept des systèmes moteur actionnés. L’arbre de cœur peut délivrer directement l’entraînement à la soufflante, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine à entraînement direct. Le moteur à turbine peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée de l’arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine avec réducteur. Le moteur du cinquième aspect peut être utilisé pour mettre en œuvre le procédé du deuxième et/ou du quatrième aspect, et peut avoir n’importe laquelle des caractéristiques décrites par rapport aux premier à quatrième aspects. Selon un sixième aspect un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le taux de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; une pluralité d’actionneurs, au moins l’un de la pluralité d’actionneurs étant configuré pour actionner une vanne de prélèvement d’air ; et un système d’alimentation en carburant ; et dans lequel le procédé comprend : la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion ; et la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur configuré pour actionner la vanne de prélèvement d’air. Le moteur peut comprendre de multiples vannes de prélèvement d’air. Le procédé peut comprendre la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant une pluralité d’actionneurs chacun configuré pour actionner une vanne de prélèvement d’air. Les procédés des deuxième, quatrième et sixième aspects peuvent être complémentaires, et peuvent être exécutés ensemble, ou dans une quelconque combinaison ou sous-combinaison, dans diverses mises en œuvre. Le procédé du sixième aspect peut être exécuté à l’aide du moteur du premier aspect, du troisième aspect, ou du cinquième aspect. Selon un septième aspect un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur (26), la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le taux de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; un système de gestion de chaleur de moteur ; une pluralité d’actionneurs, comprenant un actionneur configuré pour actionner au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur ; un système d’alimentation en carburant, dans lequel le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion, et pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur ; dans lequel l’actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur est configuré pour actionner ladite vanne de manière à permettre un ajustement de position non binaire entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée. L’actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur peut être configuré pour actionner ladite vanne de manière à permettre un ajustement de position entre une position de vanne ouverte, une ou plusieurs positions de vanne intermédiaires distinctes, et une position de vanne fermée. L’ajustement de position non binaire peut donc comprendre un ajustement de position distinct entre au moins trois positions de vanne différentes. L’actionneur peut être configuré pour actionner la vanne entre au moins quatre positions définies. Par exemple, l’actionneur peut être configuré pour actionner la vanne entre quatre positions définies : ouverte, fermée, et deux positions intermédiaires distinctes/définies. L’actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur peut être configuré pour actionner ladite vanne de manière à permettre un ajustement de position continu entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 15. Le système de gestion de chaleur de moteur peut comprendre une pluralité de vannes. L’actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur peut être configuré pour actionner au moins deux de la pluralité de vannes du système de gestion de chaleur de moteur. La pluralité d’actionneurs comprend une pluralité d’actionneurs chacun configuré pour actionner au moins l’une de la pluralité de vannes dans le système de gestion de chaleur de moteur. Le moteur peut comprendre une vanne de prélèvement d’air. La pluralité d’actionneurs peut comprendre un actionneur configuré pour actionner la vanne de prélèvement d’air. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur configuré pour actionner la vanne de prélèvement d’air. Le moteur peut comprendre un système de gestion de chaleur de générateur. La pluralité d’actionneurs peut comprendre un actionneur configuré pour actionner au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur. Le système de gestion de chaleur de générateur peut comprendre une pluralité de vannes. L’au moins un actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur peut être configuré pour actionner au moins deux de la pluralité de vannes dans le système de gestion de chaleur de générateur. La pluralité d’actionneurs peut comprendre une pluralité d’actionneurs chacun configuré pour actionner au moins l’une de la pluralité de vannes avec le système de gestion de chaleur de générateur. L’actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur peut être configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur de manière à permettre un ajustement de position continu entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins dix, onze, ou au moins douze de la pluralité d’actionneurs. Le moteur peut comprendre une pluralité de systèmes moteur actionnés. Les systèmes moteur peuvent comporter un système de gestion de chaleur et un système de refroidissement de carter de turbine. Les systèmes moteur peuvent comporter un système d’actionnement de VSV, un ou plusieurs systèmes de dégivrage, et/ou un système de climatisation de cabine. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins trois de la pluralité de systèmes moteur actionnés. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins quatre, cinq, six, ou sept des systèmes moteur actionnés. L’arbre de cœur peut délivrer directement l’entraînement à la soufflante, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine à entraînement direct. Le moteur à turbine peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée de l’arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine avec réducteur. Le système de gestion de chaleur de moteur peut comprendre un échangeur de chaleur air-huile. L’actionneur configuré pour actionner au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur peut être configuré pour actionner une vanne côté air de l’échangeur de chaleur air-huile. L’actionneur peut donc commander l’écoulement d’air. L’actionneur configuré pour actionner au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur peut être configuré pour actionner une vanne côté air de l’échangeur de chaleur air-huile. L’actionneur peut donc commander l’écoulement d’huile. Le système de gestion de chaleur de moteur peut comprendre un ou plusieurs, et éventuellement une pluralité de, échangeurs de chaleur air-huile. Le système de gestion de chaleur de moteur peut comprendre un ou plusieurs, et éventuellement une pluralité de, échangeurs de chaleur carburant-huile. Un ou plusieurs de, et éventuellement chacun de, la pluralité d’échangeurs de chaleur peuvent comprendre une vanne pouvant être commandée par le biais d’un actionneur associé. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant chacun des actionneurs associés. L’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur peut être configurée pour permettre à l’huile de contourner un ou plusieurs de la pluralité d’échangeurs de chaleur air-huile. L’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur peut être configurée pour permettre à l’air de contourner un ou plusieurs de la pluralité d’échangeurs de chaleur air-huile. L’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur peut être configurée pour permettre au carburant de contourner un ou plusieurs de la pluralité d’échangeurs de chaleur carburant-huile. L’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur peut être configurée pour permettre à l’huile de contourner un ou plusieurs de la pluralité d’échangeurs de chaleur carburant-huile. La portion de fluide pouvant contourner un échangeur de chaleur respectif peut être ajustée. Le moteur du septième aspect peut être conçu pour exécuter le procédé du deuxième, du quatrième et/ou du sixième aspect, et peut avoir n’importe laquelle des caractéristiques décrites par rapport aux premier à sixième aspects. Selon un huitième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le taux de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; un système de gestion de chaleur de moteur ; une pluralité d’actionneurs, comprenant un actionneur configuré pour actionner une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur, dans lequel l’actionneur configuré pour actionner une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur est configuré pour actionner ladite vanne de manière à permettre un ajustement de position non binaire entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée ; et un système d’alimentation en carburant ; et dans lequel le procédé comprend : la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion ; et la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins l’actionneur de la vanne du système de gestion de chaleur de moteur de la pluralité d’actionneurs. L’ajustement de position peut être continu, ou peut être distinct entre trois positions différentes ou plus, et éventuellement entre quatre positions différentes ou plus, Les procédés des deuxième, quatrième, sixième et huitième aspects peuvent être complémentaires, et peuvent être exécutés ensemble, ou dans une quelconque combinaison ou sous-combinaison, dans diverses mises en œuvre. Le procédé du huitième aspect peut être exécuté à l’aide du moteur du premier aspect, du troisième aspect, du cinquième aspect, ou du septième aspect. Selon un neuvième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le taux de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; un système de gestion de chaleur de générateur ; une pluralité d’actionneurs, comprenant un actionneur configuré pour actionner au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur ; et un système d’alimentation en carburant, dans lequel le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion, et pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur ; dans lequel l’actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur est configuré pour actionner ladite vanne de manière à permettre un ajustement de position non binaire entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée. L’actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur peut être configuré pour actionner ladite vanne de manière à permettre un ajustement de position entre une position de vanne ouverte, une ou plusieurs positions de vanne intermédiaires distinctes, et une position de vanne fermée. L’ajustement de position non binaire peut donc comprendre un ajustement de position distinct entre au moins trois positions de vanne différentes. L’actionneur peut être configuré pour actionner la vanne entre au moins quatre positions définies. Par exemple, l’actionneur peut être configuré pour actionner la vanne entre quatre positions définies : ouverte, fermée, et deux positions intermédiaires. L’actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur peut être configuré pour actionner ladite vanne de manière à permettre un ajustement de position continu entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 55. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 20. Le rapport de dérivation peut être dans la plage de 4 à 15. Le système de gestion de chaleur de générateur peut être conçu pour commander la température d’un générateur en refroidissant l’huile utilisée pour refroidir et lubrifier le générateur, transférant ainsi la chaleur loin du générateur. Le système de gestion de chaleur de générateur peut comprendre une pluralité d’échangeurs de chaleur ; par exemple, un ou plusieurs échangeurs de chaleur air-huile et un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile. L’actionneur peut être conçu pour commander l’écoulement fluidique d'un fluide par un ou plusieurs des échangeurs de chaleur, par exemple un écoulement d’huile, un écoulement d’air, ou un écoulement de carburant. Le moteur peut comprendre une pluralité de générateurs. Le système de gestion de chaleur de générateur peut être configuré pour gérer la température de la pluralité de générateurs. Le moteur peut comprendre une pluralité de systèmes de gestion de chaleur de générateur, chaque système étant associé à l’un des générateurs correspondants de ladite pluralité. Le système de gestion de chaleur de générateur peut comprendre une pluralité de vannes. L’au moins un actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur peut être configuré pour actionner au moins deux de la pluralité de vannes dans le système de gestion de chaleur de générateur. Le système de gestion de chaleur de générateur peut comprendre une pluralité de vannes. La pluralité d’actionneurs peut comprendre une pluralité d’actionneurs configurés pour actionner au moins l’une de la pluralité de vannes avec le système de gestion de chaleur de générateur. Le moteur peut comprendre une vanne de prélèvement environnemental. La pluralité d’actionneurs peut comprendre un actionneur configuré pour actionner la vanne de prélèvement environnemental. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur configuré pour actionner la vanne de prélèvement environnemental. Le moteur peut comprendre un système de gestion de chaleur de moteur. La pluralité d’actionneurs peut comprendre un actionneur configuré pour actionner au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur. Le système de gestion de chaleur de moteur peut comprendre une pluralité de vannes. L’au moins un actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur peut être configuré pour actionner au moins deux de la pluralité de vannes dans le système de gestion de chaleur de moteur. La pluralité d’actionneurs comprend une pluralité d’actionneurs chacun configuré pour actionner au moins l’une de la pluralité de vannes dans le système de gestion de chaleur de moteur. L’actionneur configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur peut être configuré pour actionner l’au moins vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur de manière à permettre un ajustement de position continu entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins dix, onze, ou au moins douze de la pluralité d’actionneurs. Le moteur peut comprendre une pluralité de systèmes moteur actionnés. Les systèmes d’actionnement de moteur peuvent comporter un système d’unité hydromécanique et un système de refroidissement de carter de turbine. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins trois de la pluralité de systèmes moteur actionnés. Le système d’alimentation en carburant peut être conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins quatre, cinq, six, ou sept des systèmes moteur actionnés. L’arbre de cœur peut délivrer directement l’entraînement à la soufflante, de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine à entraînement direct. Le moteur à turbine peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée de l’arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur est un moteur à turbine avec réducteur. Le moteur du neuvième aspect peut être conçu pour exécuter le procédé du deuxième, du quatrième, du sixième, et/ou du huitième aspect, et peut avoir n’importe laquelle des caractéristiques décrites par rapport aux premier à huitième aspects. Selon un dixième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle entourant la soufflante et le cœur de moteur et définissant un conduit de dérivation situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur, où le taux de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; un système de gestion de chaleur de générateur ; une pluralité d’actionneurs, comprenant un actionneur configuré pour actionner une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur, dans lequel l’actionneur configuré pour actionner une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur est configuré pour actionner ladite vanne de manière à permettre un ajustement de position non binaire entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée ; et un système d’alimentation en carburant ; et dans lequel le procédé comprend : la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion ; et la fourniture, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins l’actionneur de la vanne du système de gestion de chaleur de générateur de la pluralité d’actionneurs. L’ajustement de position peut être continu, ou peut être distinct entre trois positions différentes ou plus, et éventuellement entre quatre positions différentes ou plus, Les procédés des deuxième, quatrième, sixième, huitième, et dixième aspects peuvent être complémentaires, et peuvent être exécutés ensemble, ou dans une quelconque combinaison ou sous-combinaison, dans diverses mises en œuvre. Le procédé du dixième aspect peut être exécuté à l’aide du moteur du premier aspect, du troisième aspect, du cinquième aspect, du septième aspect, ou du neuvième aspect. On aura à l’esprit qu’une caractéristique décrite par rapport à un aspect peut être utilisée en combinaison avec un quelconque autre aspect, mutatis mutandis. Comme indiqué ailleurs ici, la présente description peut s’appliquer à une quelconque configuration pertinente d’un moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, un moteur à turbine à gaz à double flux, un moteur à turbine à gaz à rotor ouvert (dans lequel l’hélice n’est pas entourée par une nacelle), un moteur à turbopropulseur ou un turboréacteur. Un tel moteur quelconque peut être ou non pourvu d’une chambre de postcombustion. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, conçu pour des applications de génération de puissance terrestre ou marine. Un moteur à turbine à gaz en conformité avec un aspect quelconque de la présente description peut comprendre un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des pales de soufflante). Une telle soufflante peut être située en amont du cœur de moteur. En variante, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante située en aval du cœur de moteur, par exemple dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur (auquel cas la soufflante peut être dénommée hélice). Lorsque le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur, le moteur à turbine à gaz peut comprendre deux étages d’hélice contrarotatifs fixés à et entraînés par une turbine de puissance libre par 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. En variante, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un étage d’hélice et un étage d’aubes directrices conçu en aval de l’étage d’hélice. L’étage d’aubes directrices peut être à pas variable. Ainsi, les turbines à haute pression, à pression intermédiaire et à puissance libre peuvent respectivement entraîner des hélices et des compresseurs à pression élevée et intermédiaire par des arbres d’interconnexion appropriés. Ainsi, les hélices peuvent fournir la majorité de la poussée de propulsion. Dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur, un ou plusieurs parmi les étages d’hélice peuvent être entraînés par un réducteur. Le réducteur peut être du type décrit ici. Un moteur selon la présente description peut être un moteur à double flux. Un tel moteur peut être un moteur à double flux à entraînement direct dans lequel la soufflante est directement reliée à la turbine d’entraînement de soufflante, par exemple sans réducteur, par l’intermédiaire d’un arbre de cœur. Dans un tel moteur à double flux à entraînement direct, la soufflante peut être dite rotative à la même vitesse de rotation que la turbine d’entraînement de soufflante. Strictement à titre d’exemple, la turbine d’entraînement de soufflante peut être une première turbine, l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur, et le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre une seconde turbine et un deuxième arbre de cœur reliant la seconde turbine au compresseur. La seconde turbine, le compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, la seconde turbine peut être positionnée axialement en amont de la première turbine. Un moteur selon la présente description peut être un 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 manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre de cœur. L'entrée vers le réducteur peut être directement à partir de l'arbre de cœur, ou indirectement à partir de l'arbre de cœur, par exemple par l'intermédiaire d'un arbre et/ou engrenage droits. L'arbre de cœur peut solidariser la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse plus basse). Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n'importe quel nombre souhaité d'arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d'exemple uniquement, la turbine reliée à l'arbre de cœur peut être une première turbine, le compresseur relié à l'arbre de cœur peut être un premier compresseur, et l'arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple par l'intermédiaire d'un conduit généralement annulaire) un écoulement 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 deuxième arbre de cœur, dans l'exemple ci-dessus). En variante, le réducteur peut être agencé pour être entraîné par n'importe quel ou n'importe quels arbres, par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l'exemple ci-dessus. Le réducteur peut être une boîte de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l'entrée depuis l'arbre de cœur). N'importe quel type de réducteur peut être utilisé. Par exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ou « en étoile », tel que décrit d'une manière plus détaillée ailleurs dans le présent document. Un tel réducteur peut être un étage unique. En variante, un tel réducteur peut être un réducteur composé, par exemple un réducteur planétaire composé (qui peut avoir l’entrée sur l’engrenage solaire et la sortie sur la couronne dentée, et donc être dénommé réducteur « en étoile composé »), par exemple à deux étages de réduction. Le réducteur peut avoir n'importe quel rapport de réduction souhaité (défini comme la vitesse de rotation de l'arbre d'entrée divisée par la vitesse de rotation de l'arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple dans la plage de 3 à 4,2 ou de 3,2 à 3,8, par exemple de l'ordre de ou d'au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2. Le rapport d'engrenage peut être, par exemple, entre deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente. Strictement à titre d’exemple, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,0 à 3,1. Strictement à titre d’exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ayant un rapport de réduction dans la plage de 3,6 à 4,2. Dans certains agencements, le rapport d'engrenage peut être à l'extérieur de ces plages. Dans n’importe quel moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, le carburant d’une composition ou d’un mélange donné est fourni à une chambre de combustion, qui peut être fournie en aval de la soufflante et du ou des compresseurs par rapport au trajet d’écoulement (par exemple axialement en aval). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) deuxième compresseur, lorsqu'un deuxième 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 deuxième turbine, lorsqu'une deuxième 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 deuxième compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d'aubes de rotor et une rangée d'aubes de stator, qui peuvent être des aubes de stator variables (en ce que leur angle d'incidence peut être variable). La rangée d'aubes de rotor et la rangée d'aubes de stator peuvent être axialement décalées l'une de l'autre. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à double flux à entraînement direct comprenant 13 ou 14 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut par exemple comprendre 3 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et soit 10 soit 11 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » (dans lequel la soufflante est entraînée par un premier arbre de cœur par 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 deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre n'importe quel nombre d'étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’aubes de rotor et une rangée d’aubes de stator, ou inversement, selon le besoin. Les rangées respectives d’aubes de rotor et d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. La seconde turbine (ou « haute pression ») peut comprendre 2 étages dans n’importe quel agencement (par exemple, indépendamment du fait qu’il s’agisse d’un moteur à engrenages ou à entraînement direct). Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à entraînement direct comprenant une première turbine (ou « basse pression ») ayant 5, 6 ou 7 étages. En variante, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » comprenant une première turbine (ou « basse pression ») ayant 3 ou 4 étages. Chaque pale de soufflante peut être définie comme ayant une portée radiale s'étendant d'un pied (ou d'un moyeu) au niveau d'un emplacement radialement interne lavé par les gaz, ou une position de portée de 0 %, jusqu'à une pointe à une position de portée de 100 %. Le rapport du rayon de la pale de soufflante au niveau du moyeu au rayon de la pale 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 la pale de soufflante au niveau du moyeu au rayon de la pale de soufflante au niveau de la pointe peut être inclus dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,32, ou 0,29 à 0,30. Ces rapports peuvent être couramment désignés comme le rapport du moyeu à la pointe. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de la pointe peuvent l'un et l'autre être mesurés au niveau de la partie de bord d'attaque (ou axialement la plus en avant) de l'aube. Le rapport du moyeu à la pointe fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de la pale 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 pale de soufflante au niveau de son bord d'attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement deux fois le rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 140 cm, 170 cm, 180 cm, 190 cm, 200 cm, 210 cm, 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 210 cm à 240 cm, ou 250 cm à 280 cm, ou 320 cm à 380 cm. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le diamètre de soufflante peut être dans la plage de 170 cm à 180 cm, 190 cm à 200 cm, 200 cm à 210 cm, 210 cm à 230 cm, 290 cm à 300 cm ou 340 cm à 360 cm. La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d'utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est plus basse pour des soufflantes avec un diamètre plus élevé. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière peut être inférieure à 3500 tr/min, par exemple inférieure à 2600 tr/min, ou inférieure à 2500 tr/min, ou inférieure à 2300 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage 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 aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage de 2 500 à 2 800 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1500 à 1800 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage 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 aux conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 2000 à 2800 tr/min. En cours d'utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les pales de soufflante associées) tourne autour d'un axe de rotation. Cette rotation résulte en un déplacement de la pointe de la pale de soufflante avec une vitesse U pointe . Le travail accompli par les pales de soufflante sur le flux résulte en une augmentation d'enthalpie dH du flux. Une charge de pointe de soufflante peut être définie par dH/U pointe 2 , où dH est l'augmentation d'enthalpie (par exemple l'augmentation d'enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et U pointe est la vitesse (de translation) de la pointe de soufflante, par exemple au niveau du bord d'attaque de la pointe (qui peut être définie en tant que rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d'attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante aux conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l'ordre de) l'un quelconque parmi : 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les valeurs n’ayant pas de dimension). La charge de pointe de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0,28 à 0,31 ou de 0,29 à 0,3 (par exemple pour un moteur à turbine à gaz à engrenages). Des moteurs à turbine à gaz conformément à la présente description peuvent avoir n’importe quel rapport de dérivation (BPR) souhaité, où le rapport de dérivation est défini comme le rapport du débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation au débit massique de l’écoulement à travers le cœur. Dans certains agencements le rapport de dérivation aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) n’importe lequel des suivants : 9. 9,5, 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de dérivation aux conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 12 à 16, de 13 à 15, ou de 13 à 14. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de dérivation aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct selon la présente description peut être dans la plage allant de 9:1 à 11:1. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de dérivation aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages selon la présente description peut être dans la plage de 12:1 à 15:1. Le conduit de dérivation peut être au moins sensiblement annulaire. Le conduit de dérivation peut être radialement à l'extérieur du moteur de cœur. La surface radialement externe du conduit de dérivation peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. Le rapport de pression global (OPR) d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation en sortie du compresseur à pression la plus élevée (avant une entrée dans la chambre de combustion) à la pression de stagnation en amont de la soufflante. À titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici aux conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) n’importe lequel des suivants : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 50 à 70. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage 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 aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage de 45 à 55. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. La poussée spécifique d'un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans certains exemples, une poussée spécifique peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fourni à la chambre de combustion. Aux conditions de croisière, la poussée spécifique d'un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s ou 80 Nkg -1 s. La poussée spécifique peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 80 Nkg -1 s à 100 Nkg -1 s, ou de 85 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage 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 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 allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 70 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 120 Nkg -1 s. Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n'importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d'exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d'au moins (ou de l'ordre de) n'importe laquelle des suivantes : 100 kN, 110 kN, 120 kN, 130 kN, 135 kN, 140 kN, 145 kN, 150 kN, 155 kN, 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN, ou 550 kN. La poussée maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). À titre d’exemple non limitatif uniquement, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage de 155 kN à 170 kN, de 330 kN à 420 kN, ou de 350 kN à 400 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage 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 allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques types au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec l’électricité statique de moteur. En cours d'utilisation, la température du flux à l'entrée de la turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, qui peut être dénommée TET, peut être mesurée en sortie de la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui elle-même peut être appelée aube directrice de tuyère. Dans certains exemples, la TET peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fourni à la chambre de combustion. Aux conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1520 K, 1530 K, 1540 K, 1550 K, 1600 K ou 1650 K. Ainsi, uniquement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1540 K à 1600 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage 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 aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1600K à 1660K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage 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 aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1570 K à 1630 K. La TET aux conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 1530 K à 1600 K. La TET maximale en utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l'ordre de) l'une quelconque des valeurs suivantes : 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K, 2000 K, 2050 K, ou 2100 K. Ainsi, uniquement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage de 210 cm à 230 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 allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage 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 allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1950 K. La TET maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c'est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 1800 K à 1950 K, ou de 1900 K à 2000 K. La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (PMD). Une partie de pale de soufflante et/ou de profil aérodynamique d'une pale de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de n'importe quel matériau ou combinaison de matériaux approprié. Par exemple au moins une partie de la pale de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel qu’un composite à fibres de carbone. À titre d'exemple supplémentaire au moins une partie de la pale de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d'un métal, tel qu'un métal à base de titane ou un matériau à base d'aluminium (tel qu'un alliage aluminium-lithium) ou un matériau à base d'acier. La pale de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, la pale de soufflante peut avoir un bord d'attaque protecteur, qui peut être fabriqué en utilisant un matériau qui est plus 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, la pale de soufflante peut avoir un corps à fibres de carbone ou à base d'aluminium (tel qu'un alliage aluminium-lithium) avec un bord d'attaque en titane. Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les pales de soufflante peuvent s'étendre, par exemple dans une direction radiale. Les pales de soufflante peuvent être reliées à la partie centrale de n'importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque pale 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 la pale de soufflante au moyeu/disque. À titre d’exemple supplémentaire, les pales de soufflante peuvent être formées de manière solidaire à une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné comme disque à aubage ou couronne à aubage. N'importe quel procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou une telle couronne à aubage. Par exemple, au moins une partie des pales de soufflante peut être usinée à partir d'un bloc et/ou au moins une partie des pales de soufflante peut être reliée au moyeu/disque par soudure, telle qu'une soudure par friction linéaire. Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent être ou non pourvus d'une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varier l'aire de sortie du conduit de dérivation en cours d'utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s'appliquer à des moteurs avec ou sans VAN. La soufflante d'une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n'importe quel nombre souhaité de pales de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante. Lorsque les pales de soufflante ont un corps composite à fibres de carbone, il peut y avoir 16 ou 18 aubes de soufflante. Lorsque les pales de soufflante ont un corps métallique (par exemple, alliage aluminium-lithium ou de titane), il peut y avoir 18, 20 ou 22 pales de soufflante. Tels qu’ils sont utilisés ici, les termes ralenti, roulage, décollage, montée, croisière, descente, approche, et atterrissage (ou une ou plusieurs parties de ceux-ci) ont la signification classique et seraient aisément compris par l’homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement que chaque terme se réfère à la totalité, ou une ou plusieurs parties, d’une phase de fonctionnement du moteur au sein d’une mission donnée d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. À ce titre, le ralenti au sol peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est stationnaire et au contact du sol, mais où il y a un besoin de roulage pour le moteur. Au ralenti, le moteur peut produire entre 3 % et 9 % de la poussée disponible du moteur. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 5 % et 8 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 7 % de la poussée disponible. Le roulage peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé le long du sol par la poussée produite par le moteur. Lors du roulage, le moteur peut produire entre 5 % et 15 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 12 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 7 % et 10 % de la poussée disponible. Le décollage peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. À un stade initial dans la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef est en contact avec le sol. À un stade ultérieur dans la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef n’est pas en contact avec le sol. Pendant le décollage, le moteur peut produire entre 90 % et 100 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 95 % et 100 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire 100 % de la poussée disponible. La montée peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. Lors de la montée, le moteur peut produire entre 75 % et 100 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 80 % et 95 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 85 % et 90 % de la poussée disponible. À cet égard, la montée peut se référer à une phase opérationnelle du cycle de vol d’un aéronef entre le décollage et l’arrivée aux conditions de croisière, l’arrivée aux conditions de croisière définissant ainsi le début de la phase de croisière, ou d’une partie de celle-ci, du vol de l’aéronef. En outre ou en variante, la montée peut se référer à un point nominal dans, ou une ou plusieurs périodes nominales pendant, un cycle de vol dʼaéronef entre le décollage et lʼatterrissage, où une augmentation relative de lʼaltitude est requise, ce qui peut nécessiter une demande supplémentaire de poussée du moteur. Telles qu’elles sont utilisées ici, les conditions de croisière, qui peuvent définir la phase de croisière (ou une partie de celle-ci) du vol de l’aéronef, ont une signification classique et sont facilement comprises par l’homme du métier. Dans certains exemples, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, des conditions de croisière peuvent se référer au point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d’une mission donnée (qui peut être désignée dans l’industrie comme « mission économique ») d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, la mi-croisière peut être envisagée comme le point dans un cycle de vol d’aéronef au niveau duquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian – en termes de temps et/ou de distance – entre la fin de la montée et le début de la descente). Les conditions de croisière peuvent donc définir un point de fonctionnement, une phase ou une partie de celui-ci, du vol qui fournit une poussée permettant d’assurer le fonctionnement en régime permanent (c’est-à-dire le maintien d’une altitude constante et/ou d’un nombre de Mach constant), ou au moins un fonctionnement en régime sensiblement permanent (c’est-à-dire le maintien d’une altitude au moins sensiblement constante et/ou d’un nombre de Mach au moins sensiblement constant) d’un aéronef auquel il est conçu pour être fixé, en tenant compte du nombre de moteurs dont est équipé cet aéronef. Par exemple lorsqu’un moteur est conçu pour être fixé à un aéronef qui a deux moteurs du même type, aux conditions de croisière le moteur peut fournir la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime permanent, ou au moins un fonctionnement en régime sensiblement 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 peuvent être définies comme le point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir – en combinaison avec n’importe quels autres moteurs sur l’aéronef – un fonctionnement en régime permanent, ou au moins un fonctionnement en régime sensiblement permanent, de l’aéronef auquel il est conçu pour être fixé à un nombre de Mach à mi-croisière donné) aux conditions atmosphériques à mi-croisière (définies par l’atmosphère type internationale selon la norme ISO 2533 à l’altitude à mi-croisière). Pour n’importe quel moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur aux conditions de croisière peut être clairement défini. Strictement à titre d'exemple, la vitesse avant à la condition de croisière peut être n'importe quel point dans la plage allant de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l'ordre de Mach 0,8, de l'ordre de Mach 0,85 ou dans la plage allant de 0,8 à 0,85. N'importe quelle vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie de la condition de croisière. Pour un certain aéronef, les conditions de croisière peuvent être à l'extérieur de ces plages, par exemple en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9. Strictement à titre d'exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types (selon l'atmosphère type internationale, ISA) à une altitude qui est dans la plage allant de 10 000 m à 15 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 400 m à 11 600 m (à peu près 38 000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage allant de 10 600 m à 11 400 m, par exemple dans la plage allant de 10 700 m (à peu près 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage allant de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage allant de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l'ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types à n'importe quelle altitude donnée dans ces plages. Strictement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,8 et des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale) à une altitude de 35 000 pieds (10 668 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est, bien entendu, dépendant du moteur et de son application prévue et peut être, par exemple, une valeur dans la plage de 20 kN à 40 kN. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,85 et des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est bien entendu dépendant du moteur et de son application visée et peut être, par exemple, une valeur allant de 35 kN à 65 kN. En cours d'utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner aux conditions de croisière définies ailleurs dans le présent document. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d'un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion. En outre, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement que l’une ou l’autre, ou les deux, parmi une descente et une approche se réfèrent à une phase de fonctionnement au sein d’un cycle de vol d’aéronef entre la croisière et l’atterrissage de l’aéronef, l'approche en particulier faisant partie de la phase d’atterrissage et de décollage (LTO). Pendant l’une ou l’autre ou les deux parmi la descente et l’approche, le moteur peut produire entre 0 % et 50 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 25 % et 40 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 30 % et 35 % de la poussée disponible. En complément ou en variante, la descente peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol dʼaéronef entre le décollage et lʼatterrissage, où une diminution relative de lʼaltitude est requise, et qui peut nécessiter une demande de poussée réduite du moteur. Selon un aspect, on fournit un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L'aéronef selon cet aspect est l'aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être fixé. En conséquence, les conditions de croisière selon cet aspect peuvent correspondre à un point de fonctionnement, une phase, ou une partie de ceux-ci, du vol de l’aéronef, tel que défini ailleurs ici. Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être à n’importe quelle condition appropriée, qui peut être telle que définie ailleurs ici (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach). Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d'un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut comporter (ou peut être) un fonctionnement à une condition appropriée quelconque, par exemple à la mi-croisière de l’aéronef, telle que définie ailleurs ici. L'homme du métier comprendrait que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l'un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué à tout autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, toute caractéristique ou tout paramètre contenus ou décrits ici peuvent être appliqués à tout aspect et/ou combinés à une toute autre caractéristique ou tout autre paramètre décrit ici. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, tout paramètre ou toute valeur contenus ou décrits ici peuvent être appliqués et/ou combinés à un ou plusieurs quelconques autres paramètres et/ou une ou plusieurs quelconques autres valeurs décrits ici. Par exemple, un premier paramètre ou une première valeur contenus ou décrits ici (par exemple, le paramètre A) peuvent être appliqués et/ou combinés à un ou plusieurs quelconques autres paramètres et/ou une ou plusieurs quelconques autres valeurs contenus ou décrits ici (par exemple, un ou plusieurs paramètres B ; un paramètre C ; et un paramètre D, et ainsi de suite) pour exprimer un produit de leur relation. Par exemple, l’homme du métier comprendra que lorsque le paramètre A est décrit séparément du paramètre B, un produit de leur relation peut être exprimé, par exemple, par A/B, B/A, B*A, ou une quelconque autre application, combinaison, ou fonction du paramètre A par rapport au paramètre B, selon le besoin. Des mises en œuvre vont maintenant être décrites à titre d’exemple uniquement, en référence aux Figures, dans lesquelles : la FIG. 1 est une vue latérale en coupe d'un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 2 est une vue latérale en coupe rapprochée d’une partie amont d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ; la FIG. 3 est une vue partiellement écorchée d’un réducteur pour un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 4 est une vue latérale en coupe rapprochée d’une partie amont d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ; la FIG. 5 est une représentation d’un aéronef avec un système de propulsion comportant deux moteurs à turbine à gaz ; la FIG. 6 est une représentation schématique d’une partie d’un système d’alimentation en carburant comprenant un actionneur hydraulique à carburant ; la FIG. 7 est une représentation schématique d’une partie d’un système d’alimentation en carburant comprenant deux actionneurs hydrauliques à carburant ; la FIG. 8 est une représentation schématique d’une partie d’un système d’alimentation en carburant comprenant un système d’actionnement hydraulique à carburant ; la FIG. 9 est une représentation schématique d’une partie d’un système d’alimentation en carburant comprenant deux systèmes d’actionnement hydraulique à carburant ; la FIG. 10 est une représentation schématique d’un exemple d’un système d’actionnement hydraulique à carburant ; la FIG. 11 est une représentation schématique d’un autre exemple d’un système d’actionnement hydraulique à carburant ; la FIG. 12 est une représentation schématique d’un autre exemple d’un système d’actionnement hydraulique à carburant ; la FIG. 13 est une représentation schématique d’un autre exemple d’un actionneur à entraînement hydraulique à carburant ; la FIG. 14 est une représentation schématique d’un autre exemple d’un actionneur à entraînement hydraulique à carburant ; la FIG. 15 est une représentation schématique d’un autre exemple d’un actionneur à entraînement hydraulique à carburant ; la FIG. 16 est une représentation schématique d’un autre exemple d’un actionneur à entraînement hydraulique à carburant ; la FIG. 17 est une représentation schématique d’un autre exemple d’un actionneur à entraînement hydraulique à carburant ; la FIG. 18 est une représentation schématique d’un autre exemple d’un actionneur à entraînement hydraulique à carburant ; la FIG. 19 est une représentation schématique d’un autre exemple d’un actionneur à entraînement hydraulique à carburant ; la FIG. 20 est une représentation schématique d’un autre exemple d’un actionneur à entraînement hydraulique à carburant ; la FIG. 21 est une représentation schématique d’un autre exemple d’un actionneur à entraînement hydraulique à carburant ; la FIG. 22 est une représentation schématique d’un système de gestion de chaleur de moteur comprenant une vanne côté huile pouvant être utilisée à l’aide d’un actionneur hydraulique à carburant ; la FIG. 23 est une représentation schématique d’un système de gestion de chaleur de moteur comprenant une vanne côté air pouvant être utilisée à l’aide d’un actionneur hydraulique à carburant ; la FIG. 24 est une représentation schématique d’un système de gestion de chaleur de moteur comprenant une pluralité d’échangeurs de chaleur ; la FIG. 25 est une représentation schématique d’un autre système de gestion de chaleur de moteur comprenant une pluralité d’échangeurs de chaleur ; la FIG. 26 est une représentation schématique d’un autre système de gestion de chaleur de moteur alternatif comprenant un échangeur de chaleur air-huile et un échangeur de chaleur carburant-huile ; la FIG. 27 est une représentation schématique d’un exemple d’une partie d’un système d’alimentation en carburant avec une vanne pouvant être utilisée à l’aide d’un actionneur hydraulique à carburant ; la FIG. 28 est une représentation schématique d’un système de gestion de chaleur de générateur comprenant une vanne côté huile pouvant être utilisée à l’aide d’un actionneur hydraulique à carburant ; la FIG. 29 est une représentation schématique d’un système de gestion de chaleur de générateur comprenant une vanne côté air pouvant être utilisée à l’aide d’un actionneur hydraulique à carburant ; la FIG. 30 est une représentation schématique d’un échangeur de chaleur entre l’huile de moteur et l’huile de générateur comprenant des vannes actionnables pouvant être utilisées par le biais d’actionneurs hydrauliques à carburant ; la FIG. 31 est un organigramme représentant un exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 32 est un organigramme représentant un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 33 est un organigramme représentant un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 34 est un organigramme représentant un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; et la FIG. 35 est un organigramme représentant un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz. La FIG. 1 illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend une admission d'air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d'air : un flux d'air de cœur A et un flux d'air de dérivation B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un cœur 11 qui reçoit le flux d'air de cœur A. Le cœur de moteur 11 comprend, en série de flux axial, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine basse pression 19 et une tuyère d'échappement de cœur 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de dérivation 22 et une tuyère d'échappement de dérivation 18. Le flux d'air de dérivation B s'écoule à travers le conduit de dérivation 22. La soufflante 23 est fixée à, et entraînée par, la turbine basse pression 19 par l'intermédiaire d'un arbre 26 et d'un réducteur épicycloïdal 30. En cours d'utilisation, le flux d'air de cœur A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire a lieu. L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L’équipement de combustion 16 peut être dénommé la chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d'être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une certaine poussée de propulsion. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un arbre d'interconnexion approprié 27. La soufflante 23 agit généralement pour communiquer une pression accrue au flux d’air de dérivation B s’écoulant à travers le conduit de dérivation 22, de telle sorte que le flux d’air de dérivation B est évacué à travers la tuyère d’échappement de dérivation 18 pour fournir généralement la majorité de la poussée de propulsion. Le réducteur épicycloïdal 30 est une boîte de réduction. Un agencement donné à titre d'exemple pour un moteur à turbine à gaz à soufflante à engrenages 10 est montré sur la FIG. 2 . La turbine basse pression 19 (voir FIG. 1 ) entraîne l'arbre 26, qui est accouplé à une roue solaire, ou engrenage solaire, 28 de l'agencement d'engrenage épicycloïdal 30. Radialement vers l'extérieur de l'engrenage solaire 28 et s'engrenant avec celui-ci, il y a une pluralité d'engrenages satellites 32 qui sont accouplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 force les engrenages satellites 32 à changer d'orientation autour de l'engrenage solaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque engrenage satellite 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est accouplé par l'intermédiaire de liaisons 36 à la soufflante 23 afin d'entraîner sa rotation autour de l'axe de moteur 9. Radialement vers l'extérieur des engrenages satellites 32 et s'engrenant avec ceux-ci, il y a un anneau ou couronne dentée 38 qui est accouplé, par l'intermédiaire de liaisons 40, à une structure de support stationnaire 24. Il convient de noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu'ils sont utilisés ici peuvent être pris pour indiquer les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c'est-à-dire n'incluant pas la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés ensemble par l'arbre d'interconnexion 26 avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur (c'est-à-dire n'incluant pas l'arbre de sortie de réducteur qui entraîne la soufflante 23). Dans une certaine littérature, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent en variante être connus sous le nom de « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu'une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être désignée comme premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression. Le réducteur épicycloïdal 30 est montré à titre d'exemple de façon plus détaillée sur la FIG. 3 . Chacun parmi l'engrenage solaire 28, les engrenages satellites 32 et la couronne dentée 38 comprend des dents autour de sa périphérie pour s'engrener avec les autres engrenages. Cependant, pour la clarté, seules des parties données à titre d'exemple des dents sont illustrées sur la FIG. 3 . Il y a quatre engrenages satellites 32 illustrés, bien qu'il sera apparent au lecteur spécialiste que plus ou moins d'engrenages satellites 32 puissent être fournis dans le champ d'application de l'invention revendiquée. Des applications pratiques d'un réducteur épicycloïdal planétaire 30 comprennent généralement au moins trois engrenages satellites 32. Le réducteur épicycloïdal 30 illustré à titre d'exemple sur les Figures 2 et 3 est du type planétaire, en ce que le porte-satellites 34 est accouplé à un arbre de sortie par l'intermédiaire de liaisons 36, avec la couronne dentée 38 fixe. Cependant, n'importe quel autre type approprié de réducteur épicycloïdal 30 peut être utilisé. À titre d'exemple supplémentaire, le réducteur épicycloïdal 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) dentée 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne dentée 38. À titre d'autre exemple alternatif, le réducteur 30 peut être un réducteur différentiel dans lequel la couronne dentée 38 et le porte-satellites 34 sont l'un et l'autre autorisés à tourner. On aura à l'esprit que l'agencement montré sur les Figures 2 et 3 est à titre d'exemple uniquement, et que diverses alternatives sont dans le champ d'application de la présente description. Strictement à titre d'exemple, n'importe quel agencement approprié peut être utilisé pour positionner le réducteur 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier le réducteur 30 au moteur 10. À titre d'exemple supplémentaire, les connexions (telles que les liaisons 36, 40 sur l'exemple de la FIG. 2 ) entre le réducteur 30 et d'autres parties du moteur 10 (telles que l'arbre d'entrée 26, l'arbre de sortie et la structure fixe 24) peuvent avoir n'importe quel degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d'exemple supplémentaire, n'importe quel agencement approprié des paliers entre des parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d'entrée et de sortie depuis le réducteur et les structures fixes, telles que le carter de réducteur) peut être utilisé, et la description n'est pas limitée à l'agencement donné à titre d'exemple de la FIG. 2 . Par exemple, lorsque le réducteur 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l'homme du métier comprendrait aisément que l'agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de paliers serait typiquement différent de celui montré à titre d'exemple sur la FIG. 2 . Ainsi, la présente description s'étend à un moteur à turbine à gaz ayant n'importe quel agencement de styles de réducteur (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d'agencement d'arbres d'entrée et de sortie, et d'emplacements de paliers. Éventuellement, le réducteur peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un surpresseur). D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un autre nombre de compresseurs et/ou de turbines et/ou un autre nombre d'arbres d'interconnexion. À titre d'exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz montré sur la FIG. 1 a une tuyère à flux divisé 18, 20 ce qui signifie que le flux à travers le conduit de dérivation 22 a sa propre tuyère 18 qui est indépendante de, et radialement à l'extérieur de, la tuyère de moteur de cœur 20. Cependant, ceci n'est pas limitant, et n'importe quel aspect de la présente description peut également s'appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de dérivation 22 et le flux à travers le cœur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à flux mélangé. La ou les deux tuyères (qu'elles soient à flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une aire fixe ou variable. À titre d’exemple supplémentaire, d’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent ne pas avoir de réducteur pour le ou les arbres principaux, étant plutôt des moteurs à entraînement direct. Une vue en coupe d’un tel moteur est montrée sur la FIG. 4 . En référence à la FIG. 4 , un moteur à turbine à gaz est généralement indiqué en 10, ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend, en série d’écoulement axial, une admission d’air 12, une soufflante de propulsion 23, un compresseur à pression intermédiaire 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine à pression intermédiaire 19a, une turbine basse pression 19 et une tuyère d’échappement 20. Une nacelle 21 entoure le moteur 10 et définit à la fois l’admission 12 et la buse d’échappement 20. En cours d’utilisation, l’air entrant dans l’admission 12 est accéléré par la soufflante 23 pour produire deux flux d’air : un flux d’air de cœur A et un flux d’air de dérivation B. Le flux d’air de cœur A s’écoule dans le compresseur à pression intermédiaire 14, et le flux d’air de dérivation B passe à travers un conduit de dérivation 22 pour fournir une poussée de propulsion. Le compresseur à pression intermédiaire 14 comprime le flux d’air A avant de délivrer cet air au compresseur haute pression 15 où une autre compression a lieu. L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L’équipement de combustion 16 peut être dénommé la chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression, à pression intermédiaire et basse pression 17, 19a, 19 avant d’être évacués à travers la buse 20 pour fournir une poussée de propulsion supplémentaire. Les turbines haute pression 17, à pression intermédiaire 19a et basse pression 19 entraînent respectivement le compresseur haute pression 15, le compresseur à pression intermédiaire 14 et la soufflante 23, chacun par un arbre d’interconnexion approprié. D'autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. À titre d’exemple, de tels moteurs peuvent avoir un nombre alternatif d’arbres d’interconnexion (par exemple deux) et/ou un nombre alternatif de compresseurs et/ou de turbines. En outre, le moteur peut comprendre un réducteur fourni dans la chaîne cinématique depuis une turbine à un compresseur et/ou une soufflante. Alors que l'exemple décrit se rapporte à un moteur à double flux, la description peut s'appliquer, par exemple, à n'importe quel type de moteur à turbine à gaz, tel qu'un rotor ouvert (dans lequel l'étage de soufflante n'est pas entouré par une nacelle) ou un turbopropulseur, par exemple. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre un réducteur 30. La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants de celui-ci, est définie par un système d'axes classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée sur l'axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction du bas vers le haut sur la FIG. 1 ) et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page sur la vue de la FIG. 1 ). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont mutuellement perpendiculaires. Le carburant F fourni à l’équipement de combustion 16 peut comprendre un carburant hydrocarboné à base fossile, tel que le kérosène. Ainsi, le carburant F peut comprendre des molécules d’une ou de plusieurs des familles chimiques de n-alcanes, iso-alcanes, cycloalcanes et aromatiques. En outre ou alternativement, lorsqu’il est mêlé à, mélangé à, ou remplacé par un carburant alternatif, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, autrement connus sous le nom de carburant d’aviation durable (SAF). Dans chacun des exemples fournis, le carburant F peut comprendre un ou plusieurs oligoéléments comportant, par exemple, du soufre, de l’azote, de l’oxygène, des substances inorganiques, et des métaux. Par SAF, l’homme du métier entend, par exemple, un biocarburant, un carburant d’aviation renouvelable, un carburéacteur renouvelable, un carburant ou biocarburéacteur alternatif, produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques. Les SAF sont couramment synthétisés à partir de gaz contenant du carbone extraits de l’atmosphère et/ou capturés lors de procédés industriels ; ou à partir d’une large plage de matières premières durables telles que, par exemple, les huiles et graisses usagées ; les déchets solides municipaux ; les déchets cellulosiques (tels que les tiges de maïs) ; les cultures de couverture telles que la caméline, la carinata et l’herbe aux écus ; les carburants alternatifs non biogènes ; le jatropha ; des halophytes et des algues, plutôt que des hydrocarbures d’origine fossile. Les SAF n’englobent pas les carburant fossiles. Les performances fonctionnelles dʼune composition de carburant donnée, ou d’un mélange de carburant F pour une utilisation dans une mission donnée, peuvent être définies, au moins en partie, par la capacité du carburant à traiter le cycle de Brayton du moteur à turbine à gaz 10. Les paramètres définissant les performances fonctionnelles peuvent comporter, par exemple, une énergie spécifique ; une densité d’énergie ; une stabilité thermique ; et, des émissions incluant des matières gazeuses et/ou particulaires. À cet égard, les émissions de matières particulaires peuvent comporter des particules de suie créées par la combustion dudit carburant F, également connues sous le nom de matières particulaires non volatiles (nvPM). Toute référence à la suie ou à la fumée ici peut également s’appliquer à d’autres types d’émissions de matières particulaires connues dans la technique. Les émissions gazeuses peuvent comporter un ou plusieurs parmi les oxydes d’azote (NOx) ; le monoxyde de carbone (CO) ; le dioxyde de carbone (CO 2) ; les hydrocarbures imbrûlés (UHC) ; les oxydes de soufre (SO) incluant, par exemple, le dioxyde de soufre (SO 2 ) et/ou le trioxyde de soufre (SO 3 ) ; et, les composés organiques volatils (COV) créés par la combustion dudit carburant F. Toute référence aux émissions gazeuses ici peut également s’appliquer à d’autres types d’émissions gazeuses connues dans la technique. Une énergie spécifique relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de masse), exprimée en MJ/kg, peut réduire au moins partiellement le poids de décollage, ce qui fournit potentiellement une amélioration relative du rendement du carburant. Une densité énergétique relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de volume), exprimée en MJ/L, peut réduire au moins partiellement le volume du carburant au décollage, ce qui peut être particulièrement important pour des missions limitées en volume ou des opérations militaires impliquant un ravitaillement. Une stabilité thermique relativement plus élevée (c’est-à-dire le fait d’inhiber la dégradation ou la cokéfaction du carburant sous contrainte thermique) peut permettre au carburant de subir des températures élevées dans le moteur et des injecteurs de carburant, fournissant ainsi potentiellement des améliorations relatives dans le rendement de la combustion. Les émissions réduites, comportant des matières particulaires, peuvent permettre une formation de traînée de condensation réduite, tout en réduisant l’impact environnemental d’une mission donnée. D’autres propriétés du carburant peuvent également être essentielles à des performances fonctionnelles. Par exemple, un point de congélation relativement plus faible (°C) peut permettre à des missions à longue portée d’optimiser les profils de vol ; les concentrations minimales aromatiques (%) peuvent assurer un gonflement suffisant de certains matériaux utilisés dans la construction de joints toriques et de joints préalablement exposés aux carburants à fort contenu aromatique ; et, une tension superficielle maximale (mN/m) peut assurer une rupture de pulvérisation et une atomisation suffisantes du carburant. Le rapport du nombre d’atomes d’hydrogène au nombre d’atomes de carbone dans une molécule peut influencer l’énergie spécifique d’une composition donnée, ou mélange de carburants. Les carburants présentant des rapports supérieurs d’atomes d’hydrogène aux atomes de carbone peuvent avoir des énergies spécifiques plus élevées en l’absence de souche de liaison. Par exemple, les carburants hydrocarbonés à base fossile peuvent comprendre des molécules ayant environ 7 à 18 carbones, avec une partie significative d’une composition donnée issue de molécules de 9 à 15 carbones, avec une moyenne de 12 carbones. Un certain nombre de mélanges de carburants d’aviation durable ont été approuvés pour être utilisés. Par exemple, certains mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange allant jusqu’à 10 % de carburant d’aviation durable, tandis que d’autres mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange compris entre 10 % et 50 % de carburant d’aviation durable (le reste comprenant un ou plusieurs carburants hydrocarbonés à base fossile, tels que le kérosène), avec des compositions supplémentaires en attente d’approbation. Cependant, il existe une prévision dans l’industrie de l’aviation selon laquelle des mélanges de carburants d’aviation durable, comprenant jusqu’à (et incluant) 100 % de carburant d’aviation durable (SAF), seront finalement approuvés pour une utilisation. Les carburants d’aviation durable peuvent comprendre un ou plusieurs parmi des n-alcanes, des iso-alcanes, des cycloalcanes et des aromatiques, et peuvent être produits, par exemple, à partir dʼun ou de plusieurs parmi un gaz de synthèse (gaz de synthèse) ; des lipides (par ex. matières grasses, huiles et graisses) ; des sucres ; et des alcools. Ainsi, les carburants d’aviation durable peuvent comprendre des teneurs en aromatique et/ou en soufre plus faibles, par rapport à des combustibles hydrocarbonés à base fossile. En outre ou en variante, des carburants d’aviation durable peuvent comprendre l’un et/ou l’autre parmi une teneur en iso-alcane et une teneur en cycloalcane plus élevées, par rapport à des carburants hydrocarbonés à base fossile. Dans certains exemples, des carburants d’aviation durable peuvent comprendre une densité comprise entre 90 % et 98 % de celle du kérosène et/ou un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % de celui du kérosène. Dans certains exemples, le ou les carburants d’aviation durable, ou le ou les mélanges fournis à l’équipement de combustion 16 peuvent avoir une teneur en aromatiques et/ou autres éléments non paraffiniques relativement plus faible que celle du kérosène. Le carburant d’aviation durable peut avoir une teneur en aromatiques de 30 %, 20 %, 15 %, 10 %, 8 %, 5 %, ou moins de 5 %, par exemple ; par exemple 4 %, 3 %, 2 %, 1 %, ou moins de 1 % ; par exemple 0,75 %, 0,5 %, 0,25 %, ou moins de 0,25 % ; par exemple 0,2 %, 0,1 %, ou moins de 0,1 % ; par exemple 0,01 %, 0,001 %, ou 0 %. La teneur en aromatiques du carburant d’aviation durable peut être comprise dans un chiffre inclus ou une plage incluses délimités par ou dans deux des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 13,5 %, 8,5 %, 2,5 %, 0,35 %, 0,15 %, 0,05 %, 0,005 % ou 0 % ; ou de 0 % à 0,75 %, de 0 % à 0,5 %, ou de 0,1 % à 0,25 % ; ou de 0,15 % à 0,65 %, 0,35 % à 0,55 %, ou 0,035 % à 0,055 % ; en fonction d’un ou plusieurs parmi une préférence, un stock ou fournisseur de carburant, et des variations de composition dedans. Grâce au moins en partie à la structure moléculaire de carburants d’aviation durables, des carburants d’aviation durables peuvent fournir des effets bénéfiques comportant, par exemple, une ou plusieurs parmi une énergie spécifique plus élevée (malgré, dans certains exemples, une densité d’énergie inférieure) ; une capacité thermique spécifique supérieure ; une stabilité thermique supérieure ; un pouvoir lubrifiant supérieur ; une viscosité inférieure ; une tension de surface inférieure ; un point de congélation inférieur ; des émissions de suie inférieures ; un niveau inférieur de NOx ; 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 à base fossile, tels que le kérosène, les carburants d’aviation durables peuvent conduire à l’une ou l’autre ou aux deux parmi une diminution relative de la consommation spécifique de carburant et une diminution relative des coûts de maintenance. Tel que représenté sur la FIG. 5 , un aéronef 1 peut comprendre plusieurs réservoirs de carburant 50, 53a, b ; par exemple un réservoir de carburant primaire plus grand 50 situé dans le fuselage d’aéronef, et un réservoir de carburant plus petit 53a, 53b situé dans chaque aile. Dans d’autres exemples, un aéronef 1 peut ne comporter qu’un seul réservoir de carburant 50, et/ou les réservoirs de carburant d’ailes 53a, b peuvent être plus grands que le réservoir de carburant central 50, ou aucun réservoir de carburant central 50 ne peut être prévu (tout le carburant étant stocké à la place dans les ailes de l’aéronef) – on aura à l’esprit que de nombreux agencements de réservoirs différents sont envisagés et que les exemples qui ont été illustrés sont prévus dans un souci de facilité de description et non destinés à être limitatifs. La FIG. 5 montre un aéronef 1 avec un système de propulsion 2 comprenant deux moteurs à turbine à gaz 10. Les moteurs à turbine à gaz 10 sont alimentés en carburant provenant d’un système d’alimentation en carburant à bord de l’aéronef 1. Le système d’alimentation en carburant de l’exemple illustré comprend une seule source de carburant. Au sens de la présente demande, le terme « source de carburant » signifie soit 1) un seul réservoir de carburant soit 2) une pluralité de réservoirs de carburant qui sont interconnectés fluidiquement. Chaque source de carburant est conçue pour fournir une source séparée de carburant (c’est-à-dire qu’une première source de carburant peut contenir un premier carburant ayant une ou des caractéristiques différentes d’un second carburant contenu dans une deuxième source de carburant). Les première et deuxième sources de carburant ne sont donc pas accouplées fluidiquement l’une à l’autre de manière à séparer les différents carburants (du moins dans des conditions de fonctionnement normales). L’utilisation de plusieurs sources de carburant permet à un aéronef 1 de transporter plusieurs carburants différents, et de changer le carburant utilisé en cours de fonctionnement, et éventuellement même en croisière ou lors du changement d’un étage de fonctionnement à l’autre en cours de vol. Dans les présents exemples, la première (et, dans ces exemples, unique) source de carburant comprend un réservoir de carburant central 50, situé principalement dans le fuselage de l’aéronef 1 et une pluralité de réservoirs de carburant d’ailes 53a, 53b, où au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile bâbord et au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile tribord pour l’équilibrage. Tous les réservoirs 50, 53a, b sont reliés fluidiquement dans l’exemple représenté, formant ainsi une seule source de carburant. Chacun parmi le réservoir de carburant central 50 et les réservoirs de carburant d’ailes 53a, b peut comprendre une pluralité de réservoirs de carburant interconnectés fluidiquement. Dans un autre exemple, les réservoirs de carburant d’aile 53a, 53b peuvent ne pas être reliés fluidiquement au réservoir central 50, formant ainsi une deuxième source de carburant séparée. À des fins d’équilibrage, un ou plusieurs réservoirs de carburant de l’aile bâbord peuvent être reliés fluidiquement à un ou plusieurs réservoirs de carburant de l’aile tribord. Cela peut se faire soit par l’intermédiaire d’un réservoir de carburant central (si ce réservoir ne fait pas partie de l’autre source de carburant), soit en contournant le ou les réservoirs de carburant centraux, soit les deux (pour une flexibilité et une sécurité maximales). Dans un autre exemple, la première source de carburant comprend des réservoirs de carburant d’aile 53 et un réservoir de carburant central 50, tandis qu’une deuxième source de carburant comprend un autre réservoir de carburant central séparé. L’interconnexion fluidique entre les réservoirs de carburant d’ailes et le réservoir de carburant central de la première source de carburant peut être fournie pour l’équilibrage de l’aéronef 1. Dans les aéronefs 1 dotés de plusieurs sources de carburant, deux ou plusieurs des sources de carburant peuvent donc contenir des carburants différents les uns des autres, de telle sorte que l’aéronef 1 puisse changer de carburant en cours de vol. Il peut donc être plus complexe de déterminer quel carburant est fourni à la chambre de combustion 16 que de simplement enregistrer une seule identité d’un carburant à bord de l’aéronef 1, ou de procéder à une vérification au moment du démarrage. Dans certains exemples, la répartition de réservoirs de carburant 50, 53 disponibles sur l’aéronef 1 peut être limitée de telle sorte que la première source de carburant et la deuxième source de carburant soient chacune sensiblement symétriques par rapport à l’axe central de l’aéronef. Dans les cas où une répartition asymétrique des réservoirs de carburant est autorisée, un moyen approprié de transfert de carburant est généralement fourni entre les réservoirs de carburant de la première source de carburant et/ou entre les réservoirs de carburant de la deuxième source de carburant de telle sorte que la position du centre de masse de l’aéronef puisse être maintenue dans des limites latérales acceptables pendant toute la durée du vol. Les aéronefs font généralement le plein dans plusieurs aéroports différents, par exemple au début et à la fin d’un vol long-courrier. Bien qu’il existe des normes auxquelles tous les carburants d’aviation doivent se conformer, comme indiqué ci-dessus, les différents carburants d’aviation ont des compositions différentes, par exemple en fonction de leur source (par ex. différentes sources de pétrole, biocarburants ou autres carburants d’aviation synthétiques (souvent décrits comme carburants d’aviation durable, SAF), et/ou mélanges de carburants à base de pétrole, et d’autres carburants) et de tout additif inclus (par exemple tels que des antioxydants et des désactivateurs de métaux, des biocides, des réducteurs d’électricité statique, des inhibiteurs de givrage, des inhibiteurs de corrosion) et de quelconques impuretés. La composition du carburant d’aviation disponible peut non seulement varier d’un aéroport à l’autre et d’un fournisseur de carburant à l’autre, mais aussi d’un lot à l’autre, même pour un aéroport ou un fournisseur de carburant donné. En outre, les réservoirs de carburant 50, 53 de l’aéronef 1 ne sont habituellement pas vidés avant d’être remplis pour un vol ultérieur, ce qui entraîne des mélanges de différents carburants dans les réservoirs, un carburant de composition différente étant effectivement obtenu du mélange. Un ou plusieurs orifices de carburant 62 peuvent être fournis pour le ravitaillement. Le système d’alimentation en carburant 152 comprend une voie principale d’écoulement du carburant 110 allant du réservoir de carburant 50 à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10, et diverses voies de ramification du carburant qui prennent ou renvoient du carburant à/vers cette voie principale d’écoulement de carburant 110. La FIG. 6 est une représentation schématique d’une partie d’un système d’alimentation en carburant 152 d’un moteur à turbine à gaz 10. La voie principale d’écoulement de carburant 110 du système d’alimentation en carburant 152 sert de source de carburant pour les systèmes hydrauliques à carburant. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend une chambre de combustion 16 et un actionneur 154. Les flèches en pointillé de la FIG. 6 représentent la direction de l’écoulement de carburant. Le système d’alimentation en carburant 152 est conçu pour fournir du carburant pour une combustion dans la chambre de combustion 16. On aura à l'esprit qu’un ou plusieurs vannes, pompes, capteurs, prélèvements pour les actionneurs hydrauliques à carburant de carburant, et échangeurs de chaleur puissent être présents le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110, entre autres composants du moteur. Le carburant est fourni à la chambre de combustion 16 directement par le biais de la conduite 110a, après avoir traversé le composant du moteur le plus en aval le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110. Le carburant acheminé par les conduites 159 et 160 est utilisé pour entraîner (c’est-à-dire actionner) l’actionneur 154. En tant que tel, l’actionneur 154 est entraîné hydrauliquement par carburant. Le terme « hydraulique à carburant » utilisé ici se réfère au fonctionnement hydraulique d’un actionneur dont le liquide hydraulique est un carburant. Les actionneurs à entraînement hydraulique à carburant peuvent être appelés ici « actionneurs hydrauliques à carburant ». Le carburant est acheminé vers l’actionneur 154 depuis la voie d’écoulement de carburant 110 par le biais de la conduite 159. Après avoir été utilisé pour l’entraînement hydraulique à carburant de l’actionneur 154, le carburant est renvoyé dans la voie principale d’écoulement de carburant 110, par le biais de la conduite 160, et peut ensuite être distribué à la chambre de combustion 16. La conduite de retour de carburant 160 peut comprendre une vanne configurée pour réguler le retour d’écoulement de carburant vers la voie principale de carburant 110, et la vanne peut être utilisée à l’aide d’un actionneur hydraulique à carburant. La conduite de retour de carburant 160 peut diriger le carburant vers un endroit le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 qui est avant ou après un ou plusieurs échangeurs de chaleur de la voie principale d’écoulement de carburant 110. Une fois que le carburant atteint la chambre de combustion 16, il est brûlé pour fournir une poussée, comme expliqué en lien avec la FIG. 1 . La FIG. 6 montre un seul actionneur hydraulique à carburant 154 sur la boucle d’écoulement de carburant 159, 160. Dans d’autres modes de réalisation, plusieurs actionneurs hydrauliques à carburant 154 peuvent être situés sur une seule boucle d’écoulement de carburant 159, 160, utilisant du carburant prélevé en un seul point le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110. Les multiples actionneurs peuvent être agencés en série par rapport à l’écoulement de carburant (de telle sorte que tout le carburant dans le tuyau de prélèvement 159 passe par tous les actionneurs, à tour de rôle) ou en parallèle par rapport à l’écoulement de carburant (le tuyau de prélèvement 159 se ramifiant et un ou plusieurs actionneurs se trouvant sur chaque ramification). La FIG. 7 est une représentation schématique d’une autre partie d’un système d’alimentation en carburant 152 d’un moteur à turbine à gaz 10. Le système d’alimentation en carburant 152 comprend une source de carburant 50, 53, qui peut être un réservoir de carburant unique ou des réservoirs de carburant multiples, et une voie d’écoulement de carburant 110 entre la source de carburant 50, 53 et la chambre de combustion 16. Le système d’alimentation en carburant 152 illustré comprend deux actionneurs 254a, b, chacun sur une boucle d’évacuation de carburant séparée de la voie principale d’écoulement de carburant 110. Les flèches en pointillé de la FIG. 7 représentent la direction de l’écoulement de carburant. Les deux actionneurs 254a, b sont entraînés hydrauliquement par carburant. C’est-à-dire que les deux actionneurs sont actionnés hydrauliquement par carburant en utilisant le carburant de la source 50, 53 en guise de liquide hydraulique à carburant. Le carburant passe de la voie principale d’écoulement de carburant 110 aux actionneurs 254a, b respectivement par le biais des conduites 259a, b. Une fois que le carburant a été utilisé pour entraîner les actionneurs 254a, b, il retourne à la voie principale d’écoulement de carburant par le biais des conduites 260a, b. Seuls deux actionneurs 254a, b sont représentés à la FIG. 7 mais, dans d’autres mises en œuvre, une quelconque pluralité d’actionneurs peut être entraînée hydrauliquement par carburant. Dans certains modes de réalisation, le moteur à turbine à gaz 10 peut comprendre une pluralité d’actionneurs à entraînement hydraulique à carburant et une pluralité d’actionneurs qui ne sont pas à entraînement hydraulique à carburant. La FIG. 7 montre un seul actionneur hydraulique à carburant 254 sur chaque boucle d’écoulement de carburant. Dans d’autres modes de réalisation, de multiples actionneurs hydrauliques à carburant 254 peuvent être situés sur une ou plusieurs des multiples boucles d’écoulement de carburant. Les multiples actionneurs peuvent être agencés en série par rapport à l’écoulement de carburant (de telle sorte que tout le carburant dans le tuyau de prélèvement 159 passe par tous les actionneurs, à tour de rôle) ou en parallèle par rapport à l’écoulement de carburant (le tuyau de prélèvement 159 se ramifiant et un ou plusieurs actionneurs se trouvant sur chaque ramification). Pour certains modes de réalisation comprenant une pluralité d’actionneurs hydrauliques à carburant, tout carburant utilisé pour un entraînement hydraulique à carburant des actionneurs peut être pris en un seul point de prélèvement de la voie principale d’écoulement de carburant (c’est-à-dire qu’ils peuvent tous se trouver sur une seule boucle d’écoulement de carburant). Dans d’autres modes de réalisation, un ou plusieurs de la pluralité d’actionneurs hydrauliques à carburant peuvent être alimentés en carburant à partir de différents points de prélèvement de la voie principale d’écoulement de carburant (c’est-à-dire qu’ils peuvent se trouver sur des boucles d’écoulement de carburant différentes), mais le carburant provenant de chaque point de prélèvement sera à la même pression. Dans divers modes de réalisation, le moteur à turbine à gaz 10 comprend au moins dix, onze, douze, treize, quatorze, quinze, seize, dix-sept, ou dix-huit actionneurs hydrauliques à carburant. Dans certains modes de réalisation, chaque actionneur peut avoir son propre tuyau de prélèvement de carburant 159, 259 à partir de la voie principale d’écoulement de carburant 110, de telle sorte qu’il dispose de sa propre boucle d’écoulement de carburant. Dans d’autres modes de réalisation, deux ou plusieurs de ces actionneurs peuvent être situés sur la même boucle d’écoulement de carburant hors de la voie principale d’écoulement du carburant 110. Dans divers modes de réalisation, le moteur à turbine à gaz 10 comprend un ou plusieurs systèmes moteur actionnés. Chaque système de moteur actionné peut comprendre un ou plusieurs actionneurs individuels. Un « système de moteur actionné » (également appelé « système actionné ») se réfère à un groupe d’actionneurs utilisés conjointement pour commander un système spécifique, ou exécuter une fonction particulière, dans le moteur 10. Par exemple, les systèmes de moteur actionnés d’un moteur 10 peuvent comprendre un ou plusieurs parmi : Un système de gestion de chaleur de moteur (HMS) ; Un HMS de générateur ; Un système d’aubes de stator variables (VSV) ; Un système de commande environnementale de cabine (par exemple un système de climatisation de cabine) ; Un système de dégivrage ; Un système de refroidissement de carter de turbine (TCC) ; et/ou Un système d’aération de chambre de palier. En outre, un moteur 10 donné peut comprendre de multiples systèmes actionnés d’un type donné, par exemple, une pluralité de systèmes de dégivrage, chacun étant conçu pour dégivrer un composant différent, de multiples systèmes d’aération de chambre de palier pour différentes chambres de palier, et/ou un système de commande environnementale de cabine de secours. La FIG. 8 est une représentation schématique d’une partie d’un système d’alimentation en carburant 152 d’un moteur à turbine à gaz 10. Le système d’alimentation en carburant 152 comprend une voie principale d’écoulement de carburant 110 à partir d’une source de carburant 50, 53 jusqu’à une chambre de combustion 16, et un système actionné 356. Les flèches en pointillé de la FIG. 8 représentent la direction de l’écoulement de carburant. De manière similaire aux figures 6 et 7, le carburant est fourni à la chambre de combustion 16, et le carburant est fourni aux actionneurs 354b, 354c qui sont hydrauliques à carburant. Dans la mise en œuvre de la FIG. 8 le système actionné 356 comprend trois actionneurs 354a à c. Dans d’autres mises en œuvre, le système actionné 356 peut comprendre un actionneur ou une pluralité quelconque d’actionneurs. Dans la mise en œuvre de la FIG. 8 , deux actionneurs 354b, c sont entraînés hydrauliquement par carburant. Chaque actionneur hydraulique à carburant 354b, c de cette mise en œuvre possède sa propre boucle d’écoulement de carburant dédiée. De multiples actionneurs peuvent être alimentés en carburant à partir du même point de prélèvement de la voie principale d'écoulement de carburant 110 dans d’autres mises en œuvre. L’actionneur 354a restant n’est pas à entraînement hydraulique à carburant et peut à la place être actionné par un quelconque autre moyen approprié (par exemple, à entraînement hydraulique à carburant utilisant de l’huile, ou à actionnement électronique, ou à actionnement pneumatique. La ligne pointillée indique tout moyen d’actionnement ; qu’il s’agisse de l’écoulement d’un liquide non carburant ou de signaux électriques). Dans certaines mises en œuvre, un seul actionneur d’un système d’actionnement donné est entraîné hydrauliquement par carburant. Dans d’autres mises en œuvre, une quelconque pluralité d’actionneurs dans un système d’actionnement donné sont entraînés hydrauliquement par carburant. Tous les actionneurs dans un système d’actionnement donné peuvent être entraînés hydrauliquement par carburant dans certaines mises en œuvre. Un quelconque système d’actionnement avec au moins un actionneur hydraulique à carburant peut donc être qualifié de « hydraulique à carburant ». La FIG. 9 est une représentation schématique d’une partie d’un système d’alimentation en carburant 152 d’un moteur à turbine à gaz 10. Le système d’alimentation en carburant 152 est généralement le même que celui illustré à la FIG. 8 , mais il comprend deux systèmes actionnés 456a, b. Les flèches en pointillés de la FIG. 9 représentent à nouveau la direction de l’écoulement de carburant. Le premier système actionné 456a comprend trois actionneurs 454a à c, dont deux sont hydrauliques à carburant. Le second système actionné 456b comprend deux actionneurs 454d à e, les deux étant hydrauliques à carburant. Cette mise en œuvre n’est donnée qu’à titre d’exemple et l’homme du métier reconnaîtra que le moteur à turbine 10 peut comprendre un nombre quelconque de systèmes actionnés, et que chaque système actionné peut comprendre un nombre quelconque d’actionneurs. Un nombre quelconque de ces actionneurs peut être entraîné hydrauliquement par carburant. Les actionneurs décrits ci-dessus peuvent être n’importe quel actionneur utilisé par le moteur 10. Divers actionneurs spécifiques pouvant être entraînés hydrauliquement par carburant sont décrits ci-dessous. Les systèmes d’actionnement décrits ici peuvent être n’importe quel système d’actionnement utilisé par l’aéronef. Divers systèmes d’actionnement spécifiques pouvant être entraînés hydrauliquement par carburant sont décrits ci-dessous. On aura à l'esprit que les modes de réalisation spécifiques énumérés sont décrits à titre d’exemple uniquement, et que l’étendue de la protection n’est limitée que par les revendications. Un exemple de système actionné est un système d’aubes de stator variables (VSV). Un système VSV commande la quantité d’écoulement d’air à travers le compresseur 14, 15 (en déplaçant une ou plusieurs aubes ; et généralement en déplaçant plusieurs étages d’aubes de compresseur) afin d’obtenir une performance optimale du compresseur. Le système VSV fait varier l’angle des aubes de stator du compresseur afin de gérer l’opérabilité et l’efficacité du compresseur. En général, les aubes de stator variables sont conçues pour pouvoir tourner autour d’un axe afin de s’aligner sur l’angle de l’écoulement d’air entrant. Ce mouvement des aubes permet une plus grande plage d’écoulement non dimensionnel à travers le compresseur 14, 15 sans qu’un décrochage ne se produise ; en effet, le compresseur 14, 15 peut fonctionner sans à-coups sur une plus grande plage de réglages de puissance du moteur grâce aux VSV. Les VSV sont commandées par le système de commande de moteur en réponse à une plage de paramètres, incluant généralement les conditions ambiantes et le niveau de poussée demandé par le moteur. Dans les moteurs 10 dotés de multiples compresseurs 14, 15, un système VSV peut être fourni pour un, plusieurs, ou tous les compresseurs. De nombreux systèmes VSV comprennent deux actionneurs de VSV, qui peuvent être utilisés pour modifier l’angle des aubes de guidage d’entrée du compresseur 14, 15. Chacun des deux actionneurs VSV peut être configuré pour commander les aubes de guidage sur un côté donné du moteur 10. Dans diverses mises en œuvre, un ou plusieurs des actionneurs d’un système VSV sont entraînés hydrauliquement par carburant. La FIG. 10 montre une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant 152 pour un aéronef comprenant un système VSV 556. Le système VSV 565 comprend deux actionneurs 554a, b. Le système d’alimentation en carburant 152 est conçu pour fournir du carburant à la chambre de combustion 16 et pour entraîner hydrauliquement par carburant les actionneurs 554a, b. Un autre exemple d’un système actionné est le système de refroidissement de carter de turbine (TCC). Les moteurs à turbine 10 comprennent typiquement un carter entourant la turbine 17, 19 et un système TCC est utilisé pour refroidir sélectivement ce carter. Ce refroidissement peut être utilisé pour commander des jeux entre l’extrémité du rotor et celle du stator en réduisant la dilatation thermique. Un système TCC comprend une ou plusieurs vannes opérationnelles pour moduler l’écoulement de l’air de prélèvement du compresseur 17, 19 du moteur de part et d’autres du carter pour fournir un refroidissement. Dans les moteurs 10 dotés de multiples compresseurs 17, 19, un système TCC peut être fourni pour une, certaines, ou toutes les turbines. La ou les vannes du système TCC peuvent être utilisées par le biais d’un actionneur. Dans diverses mises en œuvre, un ou plusieurs des actionneurs d’un système TCC sont entraînés hydrauliquement par carburant. La FIG. 11 montre une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant 152 pour un aéronef 1 comprenant un système TCC 656. Le système TCC 656 comprend deux actionneurs 654, 654’, chaque actionneur 654, 654’ étant configuré pour commander une vanne correspondante 654a, 654a’. Le système d’alimentation en carburant 152 est conçu pour fournir du carburant à partir de la source de carburant 50, 53 à la chambre de combustion 16 et pour entraîner hydrauliquement par carburant les actionneurs 654, 654’. Un autre exemple de système actionné utilisé dans les moteurs à turbine 10 est une unité hydromécanique (HMU). La HMU distribue et régule principalement l’écoulement de carburant vers la chambre de combustion 16. Elle peut également alimenter les actionneurs en carburant. La HMU comprend une pluralité d’actionneurs configurés pour faire fonctionner une pluralité de vannes. Dans diverses mises en œuvre, un ou plusieurs de ces actionneurs sont entraînés hydrauliquement par carburant. Les unités hydromécaniques comprennent typiquement 3 ou 4 actionneurs. Dans diverses mises en œuvre, un, certains ou tous ces actionneurs peuvent être entraînés hydrauliquement par carburant. L’unité hydromécanique peut comprendre un actionneur configuré pour réguler l’écoulement de carburant vers la chambre de combustion 16 (par exemple, elle peut se baser sur des paramètres incluant la demande de poussée du moteur et le pouvoir calorifique du carburant), ce qui comporte la commande du déversement de carburant autour d’une ou de plusieurs pompes à carburant du moteur (tout le carburant sortant d’une pompe n’est pas nécessairement fourni à la chambre de combustion 16 ; une partie peut être remise en circulation (« déversée »), et le carburant remis en circulation constitue généralement une proportion du carburant entrant dans l’entrée de la pompe. Le carburant déversé peut donc être utilisé pour exécuter des fonctions du moteur ainsi que pour permettre à une pompe de continuer à fonctionner à un débit défini même en cas de fluctuations de la demande en carburant de la chambre de combustion. Tel qu'il est utilisé ici, le carburant « déversé » comporte donc le carburant utilisé à une quelconque fin autre que l’alimentation de la chambre de combustion 16, par exemple, pour le circuit hydraulique à carburant, pas seulement le carburant envoyé directement de la sortie de la pompe à l’entrée de la pompe). L’unité hydromécanique peut comprendre un actionneur configuré pour couper l’alimentation en carburant. L’unité hydromécanique peut comprendre un actionneur configuré pour assurer une pression de carburant minimale ou commander une chute de pression de carburant. L’unité hydromécanique peut comprendre un actionneur configuré pour commander l’alimentation en carburant par le biais de multiples pompes. L’unité hydromécanique peut comprendre un actionneur configuré pour ouvrir une voie vers un collecteur de vidange lorsque le moteur est arrêté (par exemple, pour les procédures de retour du carburant au réservoir qui peuvent utiliser un petit réservoir de carburant secondaire installé sur le moteur 10 plutôt que le ou les réservoirs principaux 50, 53 de l’aéronef). L’unité hydromécanique peut comprendre un actionneur associé à la commande de VSV. L’unité hydromécanique peut comprendre un actionneur associé à un logement de commande de poussée. L’unité hydromécanique peut comprendre un actionneur configuré pour diviser la distribution de carburant (par exemple pour distribuer le carburant à différents collecteurs afin d’approvisionner des injecteurs vers la chambre de combustion 16, et/ou pour différentes commandes hydrauliques à carburant). Dans certaines mises en œuvre, la commande de TCC et/ou la commande de vanne de prélèvement variable peuvent être effectuées à l’aide d’un ou de plusieurs actionneurs situés dans la HMU (il peut donc y avoir un certain chevauchement des systèmes actionnés). Dans certaines mises en œuvre, le moteur 10 peut comprendre une unité de mesure hydromécanique, qui peut être située le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 à travers le moteur, en amont d’une vanne de mesure de carburant qui commande le débit du carburant dans la chambre de combustion 16. Dans de telles mises en œuvre, le, ou chaque, point de prélèvement de carburant peut être situé à côté ou à l’intérieur de l’unité de mesure hydromécanique. La FIG. 12 montre une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant 152 pour un aéronef 1 comprenant une HMU 756. La HMU 756 représentée comprend trois actionneurs 754, 754’, 754’’. Le système d’alimentation en carburant 152 est conçu pour fournir du carburant de la source de carburant 50, 53 à la chambre de combustion 16 et pour entraîner hydrauliquement par carburant les actionneurs 754. Chaque actionneur 754 est configuré pour commander une vanne associée 754a, 754a’, 754a’’. La FIG. 12 montre chaque actionneur 754 avec son propre point de prélèvement dédié sur la voie principale d’écoulement de carburant 110, et sa propre boucle de carburant dédiée. Dans d’autres mises en œuvre, une voie de ramification et/ou un collecteur de distribution peuvent être fournis pour diviser le carburant provenant d’un seul point de prélèvement sur la voie principale d’écoulement de carburant 110 entre de multiples actionneurs hydrauliques à carburant. Une unité de mesure hydromécanique, le cas échéant, peut être intégrée à la HMU. Un autre exemple d’actionneur utilisé dans des moteurs à turbine 10 est un actionneur de vanne de ventilation (également appelé ici « actionneur de vanne d’aération »). Les actionneurs de vannes d’aération commandent l’ouverture et la fermeture des vannes de ventilation, qui commandent l’ouverture et la fermeture des conduites de ventilation pour une ou plusieurs chambres de palier de moteur. Diverses mises en œuvre peuvent comprendre une ou plusieurs vannes de ventilation commandées par un ou plusieurs actionneurs de vannes de ventilation. Dans diverses mises en œuvre, un ou plusieurs de ces actionneurs de vannes de ventilation sont entraînés hydrauliquement par carburant. La FIG. 13 montre une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant 152 pour un aéronef 1 comprenant une vanne de ventilation 854a. La vanne de ventilation 854a est commandée par le biais d’un actionneur 854. Le système d’alimentation en carburant 152 est conçu pour fournir du carburant à partir d’une source de carburant 50, 53 pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur 854 et de fournir du carburant à la chambre de combustion 16. L’ouverture et la fermeture actionnées de la vanne de ventilation 854a commandent l’écoulement d’air entre la chambre de palier de moteur et l’atmosphère. Un système de vanne de ventilation peut être défini, comprenant au moins la vanne de ventilation 854a et son actionneur 854, et éventuellement comprenant de multiples vannes et/ou actionneurs. Un autre exemple de système actionné utilisé dans les moteurs à turbine 10 est un système de prélèvement d’air. Les systèmes de prélèvement d’air 954, 954a, 1054, 1054a, 1154, 1154a, comprenant chacun au moins une vanne et son actionneur associé, redirigent l’air de prélèvement (air comprimé pris du compresseur 14, 15 en amont de la chambre de combustion 16) pour une utilisation dans d’autres systèmes. L’air de prélèvement est utile dans divers systèmes en raison de sa température et de sa pression relativement élevées. Les systèmes de prélèvement d’air peuvent être appelés « systèmes de prélèvement d’air de moteur » (EBAS). De nombreux systèmes de prélèvement d’air peuvent être utilisés dans un moteur à turbine 10, dont certains sont décrits ci-dessous. Les systèmes de prélèvement d’air comprennent une ou plusieurs vannes commandées par un ou plusieurs actionneurs. Dans diverses mises en œuvre, un ou plusieurs des actionneurs d’un système de prélèvement d’air sont entraînés hydrauliquement par carburant. Les systèmes de prélèvement d’air utilisés pour commander la pression dans la cabine de l’aéronef 1 sont appelés systèmes de prélèvement d’air environnemental. Les systèmes de prélèvement d’air peuvent être utilisés pour éliminer ou prévenir la formation de glace sur la nacelle 21 en redirigeant l’air à haute pression et haute température du compresseur 14, 15 sur la nacelle 21. De tels systèmes comprennent une vanne antigivre de nacelle 954a qui est commandée par un actionneur 954. Dans diverses mises en œuvre, cet actionneur est entraîné hydrauliquement par carburant. La FIG. 14 montre une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant 152 comprenant une source de carburant 50, 53 (regroupée dans la voie d’écoulement de carburant 110 pour plus de clarté) et une chambre de combustion 16. Le système d’alimentation en carburant 152 est conçu pour fournir du carburant à la chambre de combustion 16 et pour fournir le carburant à un actionneur 954 pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur 954. L’actionneur 954 est configuré pour actionner une vanne 954a qui permet le passage de l’air de prélèvement sur la nacelle 21 d’un moteur à turbine à gaz 10. Les systèmes de prélèvement d’air peuvent également être utilisés pour éliminer ou prévenir la formation de glace sur les stators de moteur en redirigeant l’air à haute pression et haute température du compresseur 14, 15 sur les stators de moteur. De tels systèmes peuvent comprendre une vanne antigivre du stator de section de moteur (ESS) qui est commandée par un actionneur. Dans diverses mises en œuvre, cet actionneur est entraîné hydrauliquement par carburant. La FIG. 15 montre une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant 152 comprenant une source de carburant 50, 53 et une chambre de combustion 16. Le système d’alimentation en carburant 152 est conçu pour fournir du carburant à la chambre de combustion 16 et pour fournir le carburant à actionneur de prélèvement d’air 1054 pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur 1054. L’actionneur 1054 est configuré pour faire fonctionner une vanne 1054a qui permet le passage de l’air de prélèvement par-dessus/sur un ou plusieurs stators d’un moteur à turbine 10 (la vanne 1054a pouvant être une vanne antigivre ESS). Les systèmes de prélèvement d’air peuvent également être utilisés pour commander la climatisation dans la cabine d’un aéronef 1. Dans ces systèmes, l’air de prélèvement est filtré et refroidi (par le biais d'une dilatation et/ou d'un échange de chaleur par exemple, avec l’air atmosphérique) à l’aide d’un groupe de conditionnement (groupes de conditionnement ou les kits de conditionnement d’air de pressurisation (PACKS) sont deux expressions acceptées). Les groupes de conditionnement d’air sont utilisés pour refroidir et, le cas échéant, déshumidifier l’air de prélèvement du moteur ou de le GAP avant qu’il ne soit envoyé dans la cabine de l’aéronef. De tels systèmes comprennent une ou plusieurs vannes et un ou plusieurs actionneurs. L’air provenant du moteur 10 est généralement acheminé vers le groupe par le biais d’un clapet antiretour unidirectionnel 1154a. Dans diverses mises en œuvre, un ou plusieurs de ces actionneurs sont entraînés hydrauliquement par carburant. La FIG. 16 montre une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant 152 conçu pour fournir du carburant à la chambre de combustion 16 et pour fournir du carburant à un actionneur de groupe de conditionnement 1154 pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur 1154. L’actionneur 1154 est configuré pour faire fonctionner une vanne 1154a qui permet le passage de l’air de prélèvement dans un groupe de conditionnement. La vanne 1154a peut donc être appelée vanne de prélèvement d’air environnemental ; une vanne de groupe de conditionnement en est un exemple. L’extraction de l’air de prélèvement du compresseur pour la climatisation, avant son utilisation dans d’autres systèmes, s’effectue typiquement par l’intermédiaire d’une vanne d’étage supérieur (également connue sous le nom de « vanne haute pression ») qui est commandée par un actionneur. Dans diverses mises en œuvre, cet actionneur est entraîné hydrauliquement par carburant. L’air de prélèvement extrait du compresseur 14, 15 par le biais de la vanne d’étage supérieur est ensuite redirigé par le biais d’une ou de plusieurs vannes supplémentaires pour une utilisation dans la commande environnementale de la cabine de l’aéronef. La FIG. 17 montre une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant 152 conçu pour fournir du carburant à la chambre de combustion 16 et à un actionneur de vanne d’étage supérieur 1254 pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur 1254. L’actionneur 1254 est configuré pour faire fonctionner une vanne d’étage supérieur 1254a qui permet l’extraction de l’air de prélèvement du compresseur 14, 15 en vue d’une utilisation ultérieure. L’air de prélèvement peut être extrait d’autres parties du moteur 10 et/ou d’autres parties de l’aéronef 1, en plus, ou à la place, du compresseur 14, 15 (par exemple, l’air de prélèvement peut être pris d’un conduit de dérivation 22 ou d’une GAP. L’extraction de cet air de prélèvement se fait par l’intermédiaire d’une vanne de prélèvement d’air de moteur (également appelée « vanne de pression de collecteur » ou vanne de régulation de pression) qui est commandée par un actionneur. Dans diverses mises en œuvre, cet actionneur est entraîné hydrauliquement par carburant. L’air de prélèvement peut typiquement provenir de trois sources : un prélèvement à pression intermédiaire (compresseur IP 14), un prélèvement haute pression (compresseur HP 15), ou un conduit de dérivation 22 (c.-à-d. en aval de la soufflante 23). Chaque source d’air de prélèvement peut être associée à une vanne. De plus, il existe typiquement une vanne qui régule la pression statique (en aval des sources IP et HP) conformément aux exigences de l’utilisateur final des systèmes de l’aéronef. Chacune de ces vannes peut être actionnée hydrauliquement par carburant. La vanne de pression de collecteur est utilisée pour réguler la pression de l’air de prélèvement en fonction de sa ou ses utilisations souhaitées. La FIG. 18 montre une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant 152 conçu pour fournir du carburant à la chambre de combustion 16 et à un actionneur 1354 pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur 1354. L’actionneur 1354 est configuré pour faire fonctionner une vanne 1354a qui permet l’extraction de l’air de prélèvement à partir de parties du moteur autres que le compresseur, par exemple, à partir d’un conduit de dérivation 22. L’air de prélèvement peut être extrait d’une unité de puissance auxiliaire (GAP) 1455 ; le GAP peut être située dans le moteur 10 dans certaines mises en œuvre, ou ailleurs dans l’aéronef dans d’autres mises en œuvre. L’extraction de l’air de prélèvement de le GAP se fait typiquement par l’intermédiaire d’une vanne de prélèvement d’air de le GAP qui est commandée par un actionneur. Dans diverses mises en œuvre, cet actionneur est entraîné hydrauliquement par carburant. La flèche en pointillés de la FIG. 19 représente un écoulement d’air de prélèvement de le GAP 1454’ vers une vanne de prélèvement d’air de le GAP 1454a. Dans certaines mises en œuvre, le carburant utilisé pour entraîner la vanne de prélèvement de le GAP peut provenir d’une conduite d’alimentation située entre la source de carburant et le moteur, tandis que le carburant utilisé pour d’autres actionneurs hydrauliques à carburant peut provenir de conduites d’alimentation dans le moteur. La vanne de prélèvement de GAP 1454a, et même le GAP 1454’, peuvent donc ne pas faire partie du moteur 10 dans certaines mises en œuvre. La FIG. 19 montre une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant 152 conçu pour fournir du carburant à la chambre de combustion 16 et à un actionneur de prélèvement d’air 1454 de GAP pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur 1454. L’actionneur 1454 est configuré pour faire fonctionner une vanne 1454a qui permet l’extraction de l’air de prélèvement depuis une unité de puissance auxiliaire. L’air de prélèvement en provenance de le GAP 1455 peut être utilisé pour faciliter diverses tâches, telles que le démarrage du moteur 10. Une vanne de démarrage de moteur commande l’écoulement d’air de prélèvement de GAP 1455 vers la turbine 17, 19. La vanne de démarrage de moteur est commandée par un actionneur. Dans diverses mises en œuvre, cet actionneur est entraîné hydrauliquement par carburant. La FIG. 20 montre une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant 152 conçu pour fournir du carburant à la chambre de combustion 16 et à un actionneur de vanne de démarrage de moteur 1554 pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur 1554. L’actionneur 1554 est configuré pour faire fonctionner une vanne de démarreur de moteur 1554a qui redirige l’air de prélèvement de l’unité de puissance auxiliaire pour une utilisation dans le démarrage du moteur à turbine 10. L’air de prélèvement provenant d’un moteur à turbine 10 peut être introduit dans des composants d’un autre moteur à turbine, pour un aéronef doté de multiples moteurs 10 (par exemple, sur l’aile opposée d’un aéronef 1). L’écoulement d’air de prélèvement entre des moteurs 10 est régulé par une vanne d’isolement 1654a. La vanne d’isolement est commandée par un actionneur 1654. Dans diverses mises en œuvre, cet actionneur est entraîné hydrauliquement par carburant. La FIG. 21 montre une représentation schématique d’un système d’alimentation en carburant 152 conçu pour fournir du carburant à la chambre de combustion 16 et à un actionneur de vanne d’isolement 1654 pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur 1654. L’actionneur 1654 est configuré pour faire fonctionner une vanne d’isolement 1654a. Un autre exemple de système actionné utilisé dans des moteurs à turbine 10 est un système de gestion de chaleur (HMS). Les moteurs à turbine 10 comprennent souvent un HMS de moteur et un HMS de générateur. Les deux systèmes HMS commandent la température de l’huile en permettant et en commandant l’utilisation (ou le contournement) des échangeurs de chaleur air-huile (et/ou carburant-huile). Le système HMS de moteur commande la température du système d’huile qui lubrifie les composants du moteur (par exemple, les chambres de roulement, le réducteur, etc.). Le système HMS de moteur comprend une ou plusieurs vannes de HMS de moteur qui sont commandées par un ou plusieurs actionneurs. Dans diverses mises en œuvre, un ou plusieurs de ces actionneurs sont entraînés hydrauliquement par carburant. Par exemple, dans certaines mises en œuvre, le HMS de moteur comprend une seule vanne et un seul actionneur entraîné hydrauliquement par carburant et destiné à commander la vanne. Le système HMS de moteur peut comprendre plusieurs échangeurs de chaleur disposés dans une configuration en parallèle ou en série. Une seule vanne commandée par un seul actionneur hydraulique à carburant peut permettre l’utilisation (ou le contournement) de tous les échangeurs de chaleur (en particulier, le débit d’un fluide (air, huile ou carburant, si applicable) peut être commandé par la vanne, la proportion de fluide ne passant pas par l’échangeur de chaleur étant dirigée le long d’un tuyau de dérivation. Dans certaines mises en œuvre, chaque échangeur de chaleur est associé à une vanne commandée par un actionneur associé. Dans diverses mises en œuvre, un ou plusieurs de ces actionneurs sont entraînés hydrauliquement par carburant. De plus, un ou plusieurs tuyaux de remise en circulation peuvent être fournis pour permettre au fluide provenant d’une sortie de l’échangeur de chaleur d’être renvoyé à l’entrée de l’échangeur de chaleur, passant ainsi plusieurs fois dans l’échangeur de chaleur. Le débit dans le ou les tuyaux de remise en circulation peut à nouveau être ajusté à l’aide d’une vanne commandée par un actionneur. Dans certaines mises en œuvre, une pompe, ou un autre moyen d’acheminement de carburant, peut se trouver dans le ou les tuyaux de remise en circulation, ou y être associée, pour entraîner cette remise en circulation. La FIG. 22 montre une vue schématique d’une section d’un HMS de moteur 1700. Le HMS de moteur comprend un échangeur de chaleur huile-air 1703 configuré pour éloigner la chaleur de l’huile du moteur. Le HMS de moteur 1700 comprend une conduite d’huile 1701 et une conduite d’air 1702. Le HMS de moteur 1700 comprend une vanne 1704a placée dans la conduite d’huile 1701. La vanne 1704a est configurée pour diriger l’huile à travers l’échangeur de chaleur 1703 ou pour diriger l’huile pour contourner l’échangeur de chaleur 1703. La vanne 1704a est commandée par le biais d’un actionneur 1704 qui est entraîné hydrauliquement par carburant. L’actionneur 1704 est configuré pour actionner la vanne 1704a de manière à permettre un réglage de position non binaire entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée (c’est-à-dire que l’actionneur 1704 peut permettre une commande analogique plutôt que binaire de la vanne 1704a, ou il peut permettre d’ajuster la vanne sur une ou plusieurs positions intermédiaires entre ouverte et fermée). La vanne 1704a et l’actionneur hydraulique à carburant 1704 associé sont donc configurés pour commander la quantité d’huile passant par l’échangeur de chaleur 1703 afin de réguler le refroidissement de l’huile. La FIG. 23 montre une vue schématique d’une section d’un HMS de moteur 1700 selon une autre mise en œuvre. Le HMS de moteur 1700 comprend un échangeur de chaleur huile-air 1703 configuré pour éloigner la chaleur de l’huile du moteur. Le HMS de moteur 1700 comprend une conduite d’huile 1701 et une conduite d’air 1702, comme pour la mise en œuvre décrite par rapport à la FIG. 22 . La vanne commandée hydrauliquement par carburant 1704a’ est, cependant, située différemment. Le HMS de moteur 1700 de la FIG. 23 comprend une vanne 1704a’ placée dans la conduite d’air 1702. La vanne 1704a’ est configurée pour diriger l’air à travers l’échangeur de chaleur 1703 ou pour diriger l’air pour contourner l’échangeur de chaleur 1703. La vanne 1704a’ est commandée par le biais d’un actionneur 1704’ qui est entraîné hydrauliquement par carburant. L’actionneur 1704’ est à nouveau configuré pour actionner la vanne 1704a’ de manière à permettre un réglage de position non binaire entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée (c’est-à-dire que l’actionneur 1704’ peut permettre un commande analogique plutôt que binaire de la vanne 1704a’, ou il peut permettre d’ajuster la vanne sur une ou plusieurs positions intermédiaires entre ouverte et fermée). La vanne 1704a’ et l’actionneur hydraulique à carburant 1704’ associé sont donc configurés pour commander la quantité d’air passant par l’échangeur de chaleur 1803 afin de réguler le refroidissement de l’huile. Dans d’autres mises en œuvre, le HMS de moteur des figures 22 et 23 peut être combiné de telle sorte que le HMS comprenne une vanne 1704a, 1704a’ actionnée par le biais des actionneurs hydrauliques à carburant 1704, 1704’ à la fois dans la conduite d’air et la conduite d’huile. Dans les figures 22 et 23 l’échangeur de chaleur 1703 est un échangeur de chaleur à écoulement parallèle. Dans d’autres mises en œuvre, l’échangeur de chaleur 1703 peut être un échangeur de chaleur à contre-courant, ce qui signifie que le sens de l’écoulement de la conduite d’air ou de la conduite d’huile est inversé. La FIG. 24 montre une autre mise en œuvre dans laquelle le HMS de moteur 1700 comprend trois échangeurs de chaleur 1703a à c disposés en parallèle par rapport à l’écoulement d’huile (situés sur des ramifications de la conduite d’huile 1701). Bien que la mise en œuvre de la FIG. 24 comprenne trois échangeurs de chaleur, il est possible d’utiliser une quelconque pluralité d’échangeurs de chaleur dans d’autres mises en œuvre. Les trois échangeurs de chaleur 1703a à c sont tous des échangeurs de chaleur air-huile dans la mise en œuvre illustrée. Le HMS de moteur 1700 comprend une conduite d’huile 1701 qui alimente en huile les échangeurs de chaleur 1703a à c. Le HMS de moteur 1700 comprend trois conduites d’air 1702a à c qui alimentent respectivement en air les échangeurs de chaleur 1703a à c. Le HMS de moteur 1700 comprend une vanne 1704a dans la conduite d’huile 1701 qui est configurée pour permettre à l’huile de traverser, ou de contourner, tous les échangeurs de chaleur 1703a à c. La vanne 1704a est commandée par le biais d’un actionneur 1704 entraîné hydrauliquement par carburant. L’actionneur 1704 est configuré pour actionner la vanne 1704a de manière à permettre un réglage de position non binaire entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée (c’est-à-dire que la vanne peut être réglable en continu, ou réglable entre trois positions ou plus). La vanne 1704a et l’actionneur hydraulique à carburant 1704 associé sont donc configurés pour commander la quantité d’huile passant par les échangeurs de chaleur 1703a à c afin de réguler le refroidissement de l’huile. Dans d’autres mises en œuvre, le HMS de moteur 1700 comprend des vannes supplémentaires, chaque vanne étant disposée dans une conduite d’air 1702a à c et étant configurée pour permettre à l’air de contourner l’échangeur de chaleur air-huile 1703a à c correspondant. Une ou plusieurs des vannes disposées dans les conduites d’air 1902a à c peuvent être entraînées hydrauliquement par carburant. La FIG. 25 montre une autre mise en œuvre dans laquelle le HMS de moteur 1700 comprend à nouveau trois échangeurs de chaleur 1703a à c disposés en parallèle, mais dans laquelle la disposition des vannes est différente de celle de la FIG. 24 . Bien que la mise en œuvre de la FIG. 25 comprenne trois échangeurs de chaleur, il est possible d’utiliser une quelconque pluralité d’échangeurs de chaleur dans d’autres mises en œuvre. Le HMS de moteur 1700 comprend une conduite d’huile 1701 qui alimente en huile les échangeurs de chaleur 1703a à c. Le HMS de moteur 1700 comprend trois conduites d’air 1702a à c qui alimentent respectivement en air les échangeurs de chaleur 1703a à c. Le HMS de moteur 1700 comprend trois vannes 1704a, 1704a’, 1704a’’ (collectivement, 1704a), chaque vanne 1704a étant positionnée dans la conduite d’huile 1701, chacune sur une branche différente de celle-ci. Chaque vanne 1704a est configurée pour permettre à l’huile de traverser, ou de contourner, un échangeur de chaleur 1703a à c associé. Les vannes 1704a permettent à l’huile de contourner un ou plusieurs des échangeurs de chaleur 1703a à c afin de commander le taux et la quantité d’éloignement de chaleur à partir de l’huile. Chacune des vannes 1704a est commandée par le biais d’un actionneur respectif 1704, 1704’, 1704’’ (collectivement, 1704). Un ou plusieurs des actionneurs 1704 peuvent être entraînés hydrauliquement par carburant. Les actionneurs 1704 sont configurés pour actionner les vannes 1704a de manière à permettre un réglage de position non binaire entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée pour chaque vanne 1704a (c’est-à-dire que la vanne peut être réglable en continu, ou réglable entre trois positions ou plus). Les vannes 1704a et les actionneurs hydrauliques à carburant 1704 associés sont donc configurés pour individuellement commander la quantité d’huile passant par chacun des échangeurs de chaleur 1703a à c afin de réguler le refroidissement de l’huile. Dans d’autres mises en œuvre, le HMS de moteur 1700 comprend des vannes supplémentaires, chaque vanne étant disposée dans une conduite d’air 1702a à c et étant configurée pour permettre à l’air de contourner l’échangeur de chaleur air-huile 1703a à c correspondant. Une ou plusieurs des vannes disposées dans les conduites d’air 1702a à c peuvent être entraînées hydrauliquement par carburant. Dans d’autres mises en œuvre, les systèmes HMS de moteur 1700 des figures 24 et 25 peuvent être combinés de telle sorte que le système HMS comprenne une vanne permettant le contournement simultané de tous les échangeurs de chaleur ainsi que des vannes pour le contournement d’échangeurs de chaleur individuels. La FIG. 26 montre une vue schématique d’un HMS de moteur 1700 comprenant un échangeur de chaleur carburant-huile 1703a et un échangeur de chaleur air-huile 1703b. Le HMS de moteur 1700 comprend une conduite d’huile 1701 comprenant une vanne 1704a. La vanne 1704a peut être actionnée par le biais d’un actionneur 1704 entraîné hydrauliquement par carburant. La vanne 1704a divise la conduite d’huile 1701 en trois parties, ou ramifications, et régule le débit d’huile dans chaque partie. La première partie 1701a de la conduite d’huile passe par l’échangeur de chaleur carburant-huile 1703a. Le carburant passe par l’échangeur de chaleur carburant-huile 1703a par le biais de la conduite de carburant 1705. Le carburant dans la conduite de carburant 1705 qui passe par l’échangeur de chaleur carburant-huile 1703a peut être utilisé pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur 1704 afin de commander la vanne 1704a. Le carburant peut être utilisé pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur 1704 afin de commander la vanne 1704a après que le carburant a traversé l’échangeur de chaleur 1703a, ou avant que le carburant ne traverse l’échangeur de chaleur 1703a. La deuxième partie de la conduite d’huile 1701b ne passe par aucun des échangeurs de chaleur 1703a,b. La troisième partie de la conduite d’huile 1701c passe par l’échangeur de chaleur air-huile 1703b. L’air passe par l’échangeur de chaleur air-huile 1703b par le biais de la conduite d’air 1702. Le HMS de moteur 1700 de la FIG. 26 peut comprendre une ou plusieurs vannes supplémentaires dans la conduite d’huile 1701c et/ou la conduite d’huile 1701a. Ces vannes peuvent être entraînées hydrauliquement par carburant. Les vannes peuvent permettre à l’huile de contourner les échangeurs de chaleur associés. Dans de telles mises en œuvre, la conduite d’huile 1701b peut être omise. Dans d’autres mises en œuvre, une ou plusieurs vannes supplémentaires peuvent être incluses dans la conduite d’air 1702 et/ou la conduite de carburant 1705 pour permettre à l’air ou au carburant (si applicable) de contourner l’échangeur de chaleur 1703 a, b respectif. La FIG. 27 montre une vue schématique d’une section d’un système d’alimentation en carburant 152. Le système d’alimentation en carburant 152 comprend une vanne 1804a configurée pour diviser le carburant en deux voies. La vanne 1804a peut être actionnée à l’aide d’un actionneur 1804 entraîné hydrauliquement par carburant. La première voie 1801 détourne le carburant en amont d’un échangeur de chaleur carburant-huile 1803 de telle sorte que le carburant traverse l’échangeur de chaleur carburant-huile 1803 lorsqu’il se dirige vers la chambre de combustion 16. La seconde voie 1802 détourne le carburant en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile 1803 de telle sorte que le carburant ne soit pas chauffé lorsqu’il se dirige vers la chambre de combustion 16. Cette section du système d’alimentation en carburant 152 peut être utilisée pour renvoyer le carburant vers la voie principale d’écoulement de carburant 110. La vanne 1804a peut être utilisée pour décider à quel endroit le long de la voie de carburant dériver quelle quantité de carburant. L’échangeur de chaleur carburant-huile 1803 peut être l’échangeur de chaleur carburant-huile 1703a de la mise en œuvre de la FIG. 26 , ou un échangeur de chaleur carburant-huile différent. On aura à l'esprit que le carburant provenant des une ou plusieurs boucles d’écoulement de carburant 159, 259, etc., pour un actionnement hydraulique à carburant peut être renvoyé vers la voie principale d’écoulement de carburant 110 à n’importe quel endroit approprié (dans certains cas, le carburant peut même être renvoyé dans le réservoir de carburant 50, 53, bien qu’il soit plus commun que le carburant soit retenu dans le moteur 10 et simplement remis en circulation dans le moteur 10 jusqu’à ce qu’il soit envoyé à la chambre de combustion 16 pour être brûlé). La capacité à commander l’endroit où le carburant est renvoyé le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 peut contribuer à la gestion globale de la chaleur du moteur : par exemple, si la température du carburant quittant les un ou plusieurs actionneurs est inférieure à un seuil, il peut être renvoyé à un point le long de la voie d’écoulement 110 avant un échangeur de chaleur carburant-huile, pour permettre à la température du carburant d’être augmentée davantage avant qu’il n’atteigne la chambre de combustion 16. En revanche, si la température du carburant quittant les un ou plusieurs actionneurs est supérieure à un seuil, elle peut être renvoyée à un point le long de la voie d’écoulement 110 après un échangeur de chaleur carburant-huile, étant donné qu’aucun autre apport de chaleur au carburant n’est souhaité, et éventuellement aussi à un point en aval d’une pompe de moteur afin de réduire le risque de dommages thermiques à la pompe. Dans les mises en œuvre avec de multiples échangeurs de chaleur le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110, la vanne 1804a peut être configurée pour diriger le carburant à travers un ou plusieurs des échangeurs de chaleur ou éviter un ou plusieurs de ceux-ci. Le HMS de générateur 1900 peut être indépendant du HMS de moteur 1700. Il fournit le refroidissement d’une machine électrique utilisée, par exemple, pour alimenter la cellule en électricité afin de faire fonctionner les systèmes de l’aéronef. Le HMS de générateur 1900 comprend une ou plusieurs vannes HMS de générateur 1904a, 1904a’ qui sont commandées par un ou plusieurs actionneurs 1904, 1904’. Dans diverses mises en œuvre, un ou plusieurs de ces actionneurs 1904, 1904’ sont entraînés hydrauliquement par carburant. Par exemple, dans certaines mises en œuvre, le HMS de générateur 1900 comprend une seule vanne et un seul actionneur qui est entraîné hydrauliquement par carburant. Le système HMS de générateur 1900 peut comprendre une pluralité d’échangeurs de chaleur disposés dans une configuration en parallèle. Une seule vanne commandée par un seul actionneur hydraulique à carburant peut permettre l’utilisation (ou le contournement) des échangeurs de chaleur. Dans certaines mises en œuvre, chaque échangeur de chaleur est associé à une vanne commandée par un actionneur associé. Dans diverses mises en œuvre, un ou plusieurs de ces actionneurs sont entraînés hydrauliquement par carburant. La FIG. 28 montre une vue schématique d’une section d’un HMS de générateur 1900. Le HMS de générateur 1900 comprend un échangeur de chaleur huile-air 1903 configuré pour éloigner la chaleur de l’huile du moteur, et plus spécifiquement pour éloigner la chaleur de l’huile utilisée pour refroidir (et éventuellement aussi pour lubrifier) le générateur. Le HMS de générateur 1900 comprend une conduite d’huile 1901 et une conduite d’air 1902. Le HMS de générateur 1900 comprend une vanne 1904a placée dans la conduite d’huile 1901. La vanne 1904a est configurée pour diriger l’huile à travers l’échangeur de chaleur 1903 ou pour diriger l’huile pour contourner l’échangeur de chaleur 1903. La vanne 1904a est commandée par le biais d’un actionneur 1904 qui est entraîné hydrauliquement par carburant. L’actionneur 1904 est configuré pour actionner la vanne 1904a de manière à permettre un ajustement de position continu entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée, ce qui permet d’ajuster en continu le débit d’huile à travers l’échangeur de chaleur air-huile 1903. La vanne 1904a et l’actionneur hydraulique à carburant 1904 associé sont donc configurés pour commander la quantité d’huile passant par l’échangeur de chaleur 1903 afin de réguler le refroidissement de l’huile. Dans d’autres mises en œuvre, l’échangeur de chaleur huile-air 1902 peut être remplacé par un échangeur de chaleur carburant-huile, ou utilisé en plus de celui-ci. Dans de telles mises en œuvre, l’actionneur 1904 peut être entraîné hydrauliquement par carburant par du carburant avant que ledit carburant ne soit chauffé par l’huile dans l’échangeur de chaleur. Alternativement, l’actionneur 1904 peut être entraîné hydrauliquement par carburant par du carburant après que ledit carburant a été chauffé par l’huile dans l’échangeur de chaleur. Une vanne et un actionneur pouvant être commandé hydrauliquement par carburant associé peuvent être fournis sur la conduite d’air (pour un échangeur de chaleur huile-air) ou sur la conduite de carburant (pour un échangeur de chaleur huile-carburant), en plus de, ou à la place de, la vanne fournie sur la conduite d’huile, dans diverses mises en œuvre. La FIG. 29 montre une vue schématique d’une section d’un HMS de générateur 1900 selon une telle mise en œuvre alternative. Le HMS de générateur 1900 comprend un échangeur de chaleur huile-air 1903 configuré pour éloigner la chaleur de l’huile du moteur et plus spécifiquement pour éloigner la chaleur de l’huile utilisée pour refroidir (et éventuellement aussi pour lubrifier) le générateur. Le HMS de générateur 1900 comprend une conduite d’huile 1901 et une conduite d’air 1902. Le HMS de générateur 1900 comprend une vanne 1904a’ placée dans la conduite d’air 1902. La vanne 1904a’ est configurée pour diriger l’air à travers l’échangeur de chaleur 1903 ou pour diriger l’air pour contourner l’échangeur de chaleur 1903. La vanne 1904a’ est commandée par le biais d’un actionneur 1904’ qui est entraîné hydrauliquement par carburant. L’actionneur 1904’ est configuré pour actionner la vanne 1904a’ de manière à permettre un ajustement de position continu entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée. La vanne 1904a’ et l’actionneur hydraulique à carburant 1904’ associé sont donc configurés pour commander la quantité d’air passant par l’échangeur de chaleur 1903 afin de réguler le refroidissement de l’huile. Dans d’autres mises en œuvre, le HMS de générateur des figures 28 et 29 peut être combiné de telle sorte que le HMS de générateur 1900 comprenne une vanne actionnée par le biais d’un actionneur hydraulique à carburant dans à la fois la conduite d’air et la conduite d’huile. Dans les figures 28 et 29 l’échangeur de chaleur 1903 est un échangeur de chaleur à écoulement parallèle. Dans d’autres mises en œuvre, l’échangeur de chaleur 1903 peut être un échangeur de chaleur à contre-courant, ce qui signifie que le sens de l’écoulement de la conduite d’air ou de la conduite d’huile est inversé. La FIG. 30 montre une vue schématique d’une section d’un HMS combiné 2000. Le HMS combiné 2000 comprend un échangeur de chaleur huile-huile 2005 configuré pour permettre le transfert de chaleur entre l’huile du HMS de générateur 1900 (que l’on peut appeler huile de générateur, par souci de concision) et l’huile dans le HMS de moteur 1700 (que l’on peut appeler huile de moteur principal, par souci de concision). La chaleur peut donc être transférée entre les deux systèmes, les combinant efficacement en un seul système combiné de gestion de chaleur, tout en gardant les huiles isolées de manière fluide. Dans la FIG. 30 l’échangeur de chaleur 2005 est un échangeur de chaleur à écoulement parallèle. Dans d’autres cas, le sens d’écoulement de l’un ou l’autre fluide dans l’échangeur de chaleur peut être inversé et l’échangeur de chaleur 2005 peut donc être un échangeur de chaleur à contre-courant. L’huile de moteur principal arrive dans l’échangeur de chaleur 2005 par le biais de la conduite d’huile 1701 du HMS de moteur 1700. Dans certaines mises en œuvre, la conduite d’huile 1701 comprend une vanne 1704 configurée pour dévier une partie ou la totalité de l’huile afin de contourner l’échangeur de chaleur 2005. Cette vanne 1704 peut être actionnée à l’aide d’un actionneur 1704’ entraîné hydrauliquement par carburant. L’huile de générateur arrive dans l’échangeur de chaleur 2005 par le biais de la conduite d’huile 1901 du HMS de générateur 1900. Dans certaines mises en œuvre, la conduite d’huile 1901 comprend une vanne 1904a’’ configurée pour dévier une partie ou la totalité de l’huile afin de contourner l’échangeur de chaleur 2005. Cette vanne 1904a’’ peut être actionnée à l’aide d’un actionneur 1904’’ qui est entraîné hydrauliquement par carburant. Divers procédés de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz pour un aéronef sont décrits ci-dessous. La FIG. 31 est un organigramme représentant un procédé 1000 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10 selon diverses mises en œuvre. Le procédé 1000 est exécuté pour un moteur 10 comprenant : un cœur de moteur 11 comprenant une turbine 19, une chambre de combustion 16, un compresseur 14, et un arbre de cœur 26 raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante 23 située en amont du cœur de moteur 11 et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur 26, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; et une nacelle (21 entourant la soufflante 23 et le cœur de moteur 11 et définissant un conduit de dérivation 22 situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur 11 ; une pluralité d’actionneurs 254 ; et un système d’alimentation en carburant 152. Dans les mises en œuvre décrites, un taux de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement passant par le conduit de dérivation 22 et le débit massique de l’écoulement passant par le cœur 11 en conditions de croisière, est supérieur ou égal à 4. De tels rapports de dérivation peuvent être utilisés dans n’importe lequel des moteurs utilisés pour exécuter l’un quelconque des procédés des figures 31 à 35. Le procédé 1000 comprend : la fourniture 1010, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion 16 ; et la fourniture 1020, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins dix de la pluralité d’actionneurs 254. Les au moins dix actionneurs 254 peuvent comprendre : L’une ou l’autre des au moins deux vannes 554a, b du système VSV 556 ; L’une ou l’autre des deux vannes 654a, 654a’ du système TCC 656 ; L'une quelconque des au moins trois vannes 754a, 754a’, 754a’’ de la HMU 756 ; L'actionneur de vanne de ventilation 854 ; L’actionneur de vanne antigivre de nacelle 954 ou un quelconque autre actionneur de vanne antigivre ; L’actionneur de prélèvement d’air 1054 ; L’actionneur de groupe de conditionnement 1154 ; L’actionneur de vanne d’étage supérieur 1254 ; L’actionneur 1354 pour la commande de la vanne d’extraction de l’air de prélèvement des parties du moteur qui ne sont pas des compresseurs ; L’actionneur de prélèvement d’air de le GAP 1454 ; L’actionneur de vanne de démarrage de moteur 1554 ; L’actionneur de vanne d’isolement 1654 ; Un quelconque des actionneurs 1704, 1704’ du système de gestion de chaleur de moteur 1700 ; et/ou Un quelconque des actionneurs 1904, 1904’ du système de gestion de chaleur de générateur 1900. Le carburant utilisé pour entraîner hydrauliquement par carburant un ou plusieurs des actionneurs 254 peut ensuite être acheminé vers la chambre de combustion 16 pour y être brûlé. Le carburant peut s’écouler le long d’une voie principale d’écoulement de carburant 110 jusqu’à la chambre de combustion 16 ; la voie principale d’écoulement de carburant 110 peut donc fournir 1010 le carburant à la chambre de combustion 16. Une partie du carburant s'écoulant le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 peut être détournée de la voie principale d’écoulement de carburant 110 vers les actionneurs 254 ; ce carburant peut ensuite être renvoyé dans la voie principale d’écoulement de carburant 110 après avoir été utilisé pour l’actionnement. Un ou plusieurs tuyaux 159, 160 peuvent être utilisés pour prendre le carburant dans la voie principale d’écoulement de carburant 110 vers les actionneurs 254. Ces tuyaux peuvent former une ou plusieurs boucles d’écoulement de carburant. Une ou plusieurs vannes peuvent être utilisées pour commander le débit de carburant à travers la, ou chaque, boucle d’écoulement de carburant hydraulique à carburant. Dans certaines mises en œuvre, une ou plusieurs pompes à carburant hydrauliques à carburant peuvent être fournies pour pomper activement le carburant vers ou depuis les actionneurs 254 ; cependant, dans de nombreuses mises en œuvre, la pression fournie par une ou plusieurs pompes à carburant sur la voie principale d’écoulement de carburant 110 peut suffire. Le prélèvement 159 depuis la voie principale d’écoulement de carburant 110 peut être situé en un point différent de la conduite de retour 160 de la (ou de chaque) boucle d’écoulement du carburant, le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110. Le carburant peut être renvoyé dans la voie principale d’écoulement de carburant 110 en amont, ou en aval, du prélèvement. Une ou plusieurs vannes peuvent être utilisées pour commander l’endroit ou les endroits le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 où le carburant utilisé pour actionner les actionneurs est renvoyé dans la voie principale d’écoulement de carburant 110. Par exemple, le carburant utilisé pour l’actionnement peut être renvoyé dans un réservoir de carburant 50, 53, juste avant la chambre de combustion 16, ou avant ou après un quelconque échangeur de chaleur carburant-huile ou une quelconque pompe à carburant, selon le cas. En général, le carburant utilisé pour l’actionnement est renvoyé à un point situé sur la voie principale d’écoulement de carburant 110 à l’intérieur du moteur 10 (au lieu d’être renvoyé directement à un réservoir de carburant 50, 53 situé ailleurs dans l’aéronef 1, ou à un tuyau de raccordement entre les deux, par exemple). Les étapes d’approvisionnement 1010, 1020 peuvent donc comprendre la commande d’une pluralité de vannes d’écoulement de carburant et, éventuellement aussi d’une pluralité de pompes à carburant. Lorsqu’aucun actionnement n’est demandé, le pourcentage de carburant redirigé vers les actionneurs peut être de 0 %. Le débit de carburant vers les actionneurs dans des conditions de ralenti est généralement égal voire supérieur au débit vers la chambre de combustion 16 dans les conditions de ralenti, par exemple entre une fois et 5,5 fois le débit de carburant vers la chambre de combustion 16. Le débit vers les actionneurs en régime de croisière est généralement inférieur au débit de la chambre de combustion 16 ou similaire à celui-ci, par exemple entre 0,26 fois et 1,1 fois le débit de carburant vers la chambre de combustion 16. La FIG. 32 est un organigramme représentant un procédé 1100 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10 selon diverses mises en œuvre. Le procédé 1100 est exécuté pour un moteur 10 comprenant : un cœur de moteur 11 comprenant une turbine 19, une chambre de combustion 16, un compresseur 14, et un arbre de cœur 26 raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante 23 située en amont du cœur de moteur 11 et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur 26, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle 21 entourant la soufflante 23 et le cœur de moteur 11 et définissant un conduit de dérivation 22 situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur 11 ; une pluralité de systèmes de moteur actionnés 356, 456, 556, 656, 756 comportant un système de gestion de chaleur 1700, 1900 et un système de refroidissement de carter de turbine 656 ; et un système d’alimentation en carburant 152. Le procédé 1100 comprend : la fourniture 1110, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion ; et la fourniture 1120, à l’aide du système d’alimentation en carburant, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins trois de la pluralité de systèmes moteur actionnés. Les au moins trois systèmes de moteur actionnés peuvent comprendre un ou plusieurs parmi : le système de VSV 556 ; le système TCC 656 ; la HMU 756 ; le système de gestion de chaleur de moteur 1700 ; le système de gestion de chaleur de générateur 1900 ; et/ou un quelconque des systèmes de prélèvement d’air. Le débit de carburant vers chaque actionneur du système de gestion de chaleur peut être de 0 à 15 % du débit de carburant vers la chambre de combustion 16 en régime de croisière. Le débit de carburant vers chaque actionneur du système de gestion de chaleur peut être de 0 à 150 % du débit de carburant vers la chambre de combustion 16 dans des conditions de ralenti. Dans certaines mises en œuvre, le système de gestion de chaleur peut comporter entre 1 et 5 actionneurs hydrauliques à carburant. Le débit de carburant vers le système TCC peut être de 0 à 30 %, et éventuellement dans la plage de 0 à 20 %, du débit de carburant vers la chambre de combustion 16 en régime de croisière. Le débit de carburant vers le système TCC peut être de 0 à 150 %, et éventuellement dans la plage de 0 à 75 %, du débit de carburant vers la chambre de combustion 16 en conditions de ralenti. Tel que décrit par rapport au procédé 1000 de la FIG. 31 , une ou plusieurs boucles d’écoulement de carburant et les vannes associées peuvent être utilisées pour commander la quantité de carburant détournée d’une voie principale d’écoulement de carburant 110 vers les systèmes actionnés, et à quel endroit le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 ce carburant est renvoyé. La FIG. 33 est un organigramme représentant un procédé 1200 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz selon diverses mises en œuvre. Le procédé 1200 est exécuté pour un moteur 10 comprenant : un cœur de moteur 11 comprenant une turbine 19, une chambre de combustion 16, un compresseur 14, et un arbre de cœur 26 raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante 23 située en amont du cœur de moteur 11 et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur 26, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle 21 entourant la soufflante 23 et le cœur de moteur 11 et définissant un conduit de dérivation 22 situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur 11 ; une pluralité d’actionneurs (un quelconque ou la totalité des actionneurs 954, 1054, 1154, 1254, qui peuvent être désignés plus généralement par 254), dans lesquels au moins l’un de la pluralité d’actionneurs est configuré pour actionner une vanne de prélèvement d’air 954a, 1054a, 1154a, 1254a ; et un système d’alimentation en carburant 152. Le procédé 1200 comprend : la fourniture 1210, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion 16 ; et la fourniture 1220, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’au moins un actionneur 954, 1054, 1154, 1254 configuré pour actionner la vanne de prélèvement d’air 954a, 1054a, 1154a, 1254a. La vanne de prélèvement d’air peut être une quelconque autre vanne de prélèvement d’air décrite ci-dessus. Par exemple, la vanne de prélèvement d’air peut être une vanne antigivre. La vanne de prélèvement d’air peut être une vanne d’étage supérieur. La vanne de prélèvement d’air peut être une vanne de pression de collecteur. La vanne de prélèvement d’air peut être une vanne de prélèvement haute pression, une vanne de pression intermédiaire, ou un conduit de dérivation. Tel que décrit par rapport aux procédés 1000, 1100 des figures 31 et 32, une ou plusieurs boucles d’écoulement de carburant et les vannes associées peuvent être utilisées pour commander la quantité de carburant détournée d’une voie principale d’écoulement de carburant 110 vers les systèmes actionnés, et à quel endroit le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 ce carburant est renvoyé. La FIG. 34 est un organigramme représentant un procédé 1300 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz selon diverses mises en œuvre. Le procédé 1300 est exécuté pour un moteur 10 comprenant : un cœur de moteur 11 comprenant une turbine 19, une chambre de combustion 16, un compresseur 14, et un arbre de cœur 26 raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante 23 située en amont du cœur de moteur 11 et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur 26, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle 21 entourant la soufflante 23 et le cœur de moteur 11 et définissant un conduit de dérivation 22 situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur 11 ; un système de gestion de chaleur de moteur 1700 ; une pluralité d’actionneurs, comprenant un actionneur 1704, 1704’ configuré pour actionner une vanne 1704a, 1704a’ dans le système de gestion de chaleur de moteur 1700, dans lequel l’actionneur 1704, 1704’ configuré pour actionner une vanne 1704a, 1704a’ dans le système de gestion de chaleur de moteur 1700 est configuré pour actionner ladite vanne 1704a, 1704a’ de manière à permettre un réglage de position non binaire entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée ; et un système d’alimentation en carburant 152. Le procédé 1300 comprend : la fourniture 1310, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion 16 ; et la fourniture 1320, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins l’actionneur 1704’, 1704a’ de la vanne de système de gestion de chaleur de moteur de la pluralité d’actionneurs. Le moteur 10 de certaines mises en œuvre comprend de multiples actionneurs 1704, 1704’, chacun configuré pour actionner une vanne 1704a, 1704a’ dans le HMS de moteur 1700, et le procédé 1300 de telles mises en œuvre peut comprendre l’actionnement hydraulique à carburant du carburant de plusieurs de tels actionneurs, en utilisant le système d’alimentation en carburant 152. Le système HMS de moteur 1700 peut commander la température du système d’huile qui lubrifie les composants du moteur (par exemple, les chambres de palier, le réducteur, etc.). Le système HMS de moteur 1700 comprend une ou plusieurs vannes HMS de moteur 1704a, 1704a’ qui sont commandées par un ou plusieurs actionneurs hydrauliques à carburant 1704, 1704’. Tel que décrit par rapport aux procédés 1000, 1100, 1200 des figures 31 à 33, une ou plusieurs boucles d’écoulement de carburant et les vannes associées peuvent être utilisées pour commander la quantité de carburant détournée d’une voie principale d’écoulement de carburant 110 vers les systèmes actionnés, et à quel endroit le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 ce carburant est renvoyé. La FIG. 35 est un organigramme représentant un procédé 1400 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz selon diverses mises en œuvre. Le procédé 1400 est exécuté pour un moteur 10 comprenant : un cœur de moteur 11 comprenant une turbine 19, une chambre de combustion 16, un compresseur 14, et un arbre de cœur 26 raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante 23 située en amont du cœur de moteur 11 et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur 26, la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle 21 entourant la soufflante 23 et le cœur de moteur 11 et définissant un conduit de dérivation 22 situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur 11 ; un système de gestion de chaleur de générateur 1900 ; une pluralité d’actionneurs, comprenant un actionneur 1904, 1904’ configuré pour actionner une vanne 1904a, 1904a’ dans le système de gestion de chaleur de générateur 1900, dans lequel l’actionneur 1904, 1904a’ configuré pour actionner une vanne 1904a, 1904a’ dans le système de gestion de chaleur de générateur 1900 est configuré pour actionner ladite vanne 1904a, 1904a’ de manière à permettre un réglage de position non binaire entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée ; et un système d’alimentation en carburant 152. Le procédé 1400 comprend : la fourniture 1410, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion 16 ; et la fourniture 1420, à l’aide du système d’alimentation en carburant 152, de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins l’actionneur 1904, 1904’ de vanne de système de gestion de chaleur de générateur de la pluralité d’actionneurs. Le moteur 10 de certaines mises en œuvre comprend de multiples actionneurs 1904, 1904’, chacun configuré pour actionner une vanne 1904a, 1904a’ dans le HMS de générateur 1900, et le procédé 1400 de telles mises en œuvre peut comprendre l’actionnement hydraulique à carburant de multiples tels actionneurs, en utilisant le système d’alimentation en carburant 152. Le HMS de générateur 1900 peut être indépendant du HMS de moteur 1700. Il peut fournir le refroidissement d’une machine électrique utilisée, par exemple, pour alimenter la cellule en électricité afin de faire fonctionner les systèmes de l’aéronef. Le HMS de générateur 1900 comprend une ou plusieurs vannes de HMS de générateur 1904a, 1904a’ qui sont commandées par un ou plusieurs actionneurs hydrauliques à carburant 1904, 1904’. Tel que décrit par rapport aux procédés 1000, 1100, 1200, 1300 des figures 31 à 34, une ou plusieurs boucles d’écoulement de carburant et les vannes associées peuvent être utilisées pour commander la quantité de carburant détournée d’une voie principale d’écoulement de carburant 110 vers les systèmes actionnés, et à quel endroit le long de la voie principale d’écoulement de carburant 110 ce carburant est renvoyé. Il sera entendu que l’invention n’est pas limitée aux mises en œuvre décrites ci-dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans s’écarter des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuelle, toute caractéristique peut être employée séparément ou en combinaison avec d'autres caractéristiques et la description s'étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d'une ou de plusieurs caractéristiques décrites ici. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur (11) comprenant une turbine (19), une chambre de combustion (16), un compresseur (14), et un arbre de cœur (26) raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur (11) et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur (26), la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle (21) entourant la soufflante (23) et le cœur de moteur (11) et définissant un conduit de dérivation (22) situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur (11), où le taux de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; un système de gestion de chaleur de générateur (1900) ; une pluralité d’actionneurs (254, 954, 1054, 1154, 1254), comprenant un actionneur (1904) configuré pour actionner au moins une vanne (1904a) dans le système de gestion de chaleur de générateur ; et un système d’alimentation en carburant (152), dans lequel le système d’alimentation en carburant est conçu pour fournir du carburant pour la combustion dans la chambre de combustion (16), et pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur (1904) configuré pour actionner l’au moins une vanne (1904a) dans le système de gestion de chaleur de générateur (1900) ; dans lequel l’actionneur (1904) configuré pour actionner l’au moins une vanne (1904a) dans le système de gestion de chaleur de générateur (1900) est configuré pour actionner ladite vanne de manière à permettre un ajustement de position non binaire entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel l’actionneur (1904) configuré pour actionner l’au moins une vanne (1904a) dans le système de gestion de chaleur de générateur (1900) est configuré pour actionner ladite vanne de manière à permettre un ajustement de position continu entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée ; ou dans lequel l’actionneur (1904) configuré pour actionner l’au moins une vanne (1904a) dans le système de gestion de chaleur de générateur (1900) est configuré pour actionner ladite vanne de manière à permettre un ajustement de position distinct entre une position de vanne ouverte, et une position de vanne fermée, et au moins deux positions de vanne intermédiaires. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le système de gestion de chaleur de générateur (1900) comprend une pluralité de vannes (1904a, 1904a’, 1904a’’), et dans lequel l’au moins un actionneur (1904, 1904’, 1904’’) configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur (1900) est configuré pour actionner au moins deux de la pluralité de vannes dans le système de gestion de chaleur de générateur (1900). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le système de gestion de chaleur de générateur (1900) comprend une pluralité de vannes (1904a, 1904a’, 1904a’’), et dans lequel la pluralité d’actionneurs comprend une pluralité d’actionneurs (1904, 1904’, 1904’’) chacun configuré pour actionner au moins l’une de la pluralité de vannes dans le système de gestion de chaleur de générateur (1900). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le moteur (10) comprend une vanne de prélèvement d’air (954a, 1054a, 1154a, 1254a), dans lequel la pluralité d’actionneurs comprend un actionneur (954, 1054, 1154, 1254) configuré pour actionner la vanne de prélèvement d’air, et dans lequel le système d’alimentation en carburant (152) est conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur (954, 1054, 1154, 1254) configuré pour actionner la vanne de prélèvement d’air (954a, 1054a, 1154a, 1254a). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le moteur (10) comprend un système de gestion de chaleur de moteur (1700), dans lequel la pluralité d’actionneurs comprend un actionneur (1704) configuré pour actionner au moins une vanne (1704a) dans le système de gestion de chaleur de moteur (1700), et dans lequel le système d’alimentation en carburant (152) est conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant l’actionneur (1704) configuré pour actionner l’au moins une vanne (1704a) dans le système de gestion de chaleur de moteur (1700). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 6, dans lequel le système de gestion de chaleur de moteur (1700) comprend une pluralité de vannes (1704a, 1704a’), et dans lequel l’au moins un actionneur (1704) configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur (1700) est configuré pour actionner au moins deux de la pluralité de vannes dans le système de gestion de chaleur de moteur (1700) ; ou dans lequel la pluralité d’actionneurs comprend une pluralité d’actionneurs (1704, 1704’) chacun configuré pour actionner au moins l’une de la pluralité de vannes dans le système de gestion de chaleur de moteur (1700). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 6, dans lequel l’actionneur (1704) configuré pour actionner l’au moins une vanne (1704a) dans le système de gestion de chaleur de moteur (1700) est configuré pour actionner l’au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de moteur (1700) de manière à permettre un ajustement de position continu entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le système d’alimentation en carburant (152) est conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins dix de la pluralité d’actionneurs (254, 954, 1054, 1154, 1254). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le moteur (10) comprend une pluralité de systèmes moteur actionnés (356, 456, 556, 656, 756, 1700, 1900), y compris le système de gestion de chaleur de générateur (1900) et un système de refroidissement de carter de turbine (656), et dans lequel le système d’alimentation en carburant (152) est conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins trois de la pluralité de systèmes moteur actionnés ; éventuellement dans lequel le système d’alimentation en carburant (152) est conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins cinq des systèmes moteur actionnés (356, 456, 556, 656, 756, 1700, 1900). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel l’arbre de cœur (26) délivre directement un entraînement à la soufflante (23), de manière à entraîner la soufflante à la même vitesse de rotation que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur (10) est un moteur à turbine à entraînement direct. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le moteur à turbine (10) comprend un réducteur (30) qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur (26) et délivre un entraînement à la soufflante (23) de façon à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que l’arbre de cœur, de telle sorte que le moteur (10) est un moteur à turbine avec réducteur. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le système de gestion de chaleur de générateur (1900) comprend un échangeur de chaleur air-huile (1903), et dans lequel l’actionneur (1904’) configuré pour actionner au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur (1900) est configuré pour actionner une vanne côté air (1904a’) de l’échangeur de chaleur air-huile (1903) ; ou dans lequel l’actionneur (1904) configuré pour actionner au moins une vanne dans le système de gestion de chaleur de générateur est configuré pour actionner une vanne côté huile (1904a) de l’échangeur de chaleur air-huile (1903). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le système de gestion de chaleur de générateur (1900) comprend une pluralité d’échangeurs de chaleur air-huile (1903) ; éventuellement dans lequel chacun de la pluralité d’échangeurs de chaleur air-huile (1903) comprend une vanne (1904a, 1904a’) pouvant être commandée par le biais d’un actionneur associé (1904, 1904’), et dans lequel le système d’alimentation en carburant (152) est conçu pour fournir du carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant chacun des actionneurs associés. Procédé (1400) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef, le moteur comprenant : un cœur de moteur (11) comprenant une turbine (19), une chambre de combustion (16), un compresseur (14), et un arbre de cœur (26) raccordant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur (11) et conçue pour être entraînée par l’arbre de cœur (26), la soufflante comprenant une pluralité de pales de soufflante ; une nacelle (21) entourant la soufflante (23) et le cœur de moteur (11) et définissant un conduit de dérivation (22) situé radialement à l’extérieur du cœur de moteur (11), où le taux de dérivation, défini comme le rapport entre le débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation et le débit massique de l’écoulement à travers le cœur en conditions de croisière, est d’au moins 4 ; un système de gestion de chaleur de générateur (1900) ; une pluralité d’actionneurs (254, 954, 1054, 1154, 1254), comprenant un actionneur (1904) configuré pour actionner une vanne (1904a) dans le système de gestion de chaleur de générateur (1900), dans lequel l’actionneur (1904) configuré pour actionner la vanne à l’intérieur du système de gestion de chaleur de générateur (1900) est configuré pour actionner ladite vanne (1904a) de manière à permettre un réglage de position non binaire entre une position de vanne ouverte et une position de vanne fermée ; et un système d’alimentation en carburant (152) ; et dans lequel le procédé (1400) comprend : la fourniture (1410), à l’aide du système d’alimentation en carburant (152), de carburant pour une combustion dans la chambre de combustion (16) ; et la fourniture (1420), à l’aide du système d’alimentation en carburant (152), de carburant pour entraîner hydrauliquement par carburant au moins l’actionneur (1904) de vanne de système de gestion de chaleur de générateur de la pluralité d’actionneurs.