FR 3156850 A1 20250620 FR 2413920 A 20241212 Procédé 500 de fonctionnement dʼun moteur à turbine à gaz comprenant un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion destinée à brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante ; un système à boucle dʼhuile destiné à fournir de lʼhuile au réducteur ; et un système d’échange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel l’huile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile et le carburant, le système à boucle d’huile comprenant une conduite de dérivation destinée à permettre à de l’huile de contourner un échangeur de chaleur ; et une vanne de dérivation destinée à permettre de faire varier la proportion de lʼhuile envoyée par le biais de la conduite de dérivation, le procédé 500 comprenant la commande 502 de la vanne de dérivation de telle sorte que, dans des conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0 à 0,67. À reproduire avec la Figure 17 lors de la publication Figure pour l’abrégé : Fig. 17 Procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz La présente description se rapporte à des systèmes de propulsions d’aéronef, ainsi qu’à des procédés de fonctionnement d’aéronefs impliquant la gestion de différents fluides et le transfert de chaleur entre eux, et en particulier à la gestion d’un système d’échange de chaleur d’un moteur d’aéronef. 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 propres moteurs à turbine à gaz et les procédés de fonctionnement des moteurs à turbine à gaz. Selon un premier aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz d’un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion destinée à brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante ; un système à boucle dʼhuile destiné à fournir de lʼhuile au réducteur ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; et une vanne de modulation destinée à permettre de faire varier la proportion de lʼhuile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur, le procédé comprenant : la détermination d’au moins une caractéristique de carburant du carburant destiné à être brûlé par la chambre de combustion ; et la commande de la vanne de modulation sur la base de l’au moins une caractéristique de carburant de manière à ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur aux conditions de croisière. 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 des paramètres aux conditions de croisière peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile que les carburants traditionnels, sans augmenter significativement les produits de dégradation de carburant, y compris sans augmenter la cokéfaction et/ou le vernissage. Cela peut améliorer l’efficacité de combustion du carburant et/ou améliorer l’efficacité thermodynamique globale du moteur, avec moins de chaleur perdue dans l’environnement (par exemple, par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile). Des températures de carburant plus élevées à l’entrée de la chambre de combustion peuvent permettre un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant est en mesure d’absorber plus de chaleur). Par exemple, la stabilité thermique de carburant affecte la quantité de chaleur que le carburant peut accepter / la température à laquelle le carburant peut être porté sans former de dépôts dans les conduites, les brûleurs et/ou une unité hydromécanique ou un autre composant de moteur. La prise en compte de la stabilité thermique de carburant et le transfert d’une plus ou moins grande quantité de chaleur de l’huile au carburant en fonction de la stabilité thermique du carburant peuvent donc permettre un refroidissement plus efficace de l’huile tout en évitant la cokéfaction et/ou le vernissage, améliorant ainsi les performances de l’aéronef. L’utilisation du carburant pour absorber plus de chaleur de l’huile, plutôt que de s’appuyer sur le transfert de chaleur de l’huile vers l’environnement/air (par exemple, dans un échangeur de chaleur air-huile) peut également fournir un moteur plus performant thermiquement. Cela peut améliorer le refroidissement de l’huile avant son retour au reste du moteur à turbine. En outre, le refroidissement amélioré de l’huile peut à son tour améliorer l’effet de refroidissement de l’huile sur les composants du moteur à travers lequel elle s’écoule, permettant par exemple un débit d’huile plus faible pour fournir le même effet de refroidissement. Dans une période de transition, où les carburants aéronautiques disponibles changent au cours de la durée de vie d’un moteur à turbine à gaz, et dépendent également de la situation géographique d’un point de ravitaillement, entre autres variables, il est important de déterminer une caractéristique pertinente de carburant et de commander le système d’échange de chaleur sur la base du carburant spécifique utilisé. Ainsi, le fonctionnement des turbines à gaz peut être adapté pour tirer le meilleur parti d’une grande variété de carburants. La vanne de modulation commandable, destinée à ajuster l’écoulement d’huile à travers chaque échangeur de chaleur a un rôle clé à jouer dans la commande de système d’échange de chaleur. La caractéristique de carburant peut être ou comprendre un pouvoir calorifique, une stabilité thermique ou le pourcentage de carburant d’aviation durable (SAF) dans le carburant. L’échangeur de chaleur air-huile peut aider à éliminer la chaleur excédentaire de l’huile du système à boucle d’huile qui n’est pas transférée au carburant. Cela peut permettre un refroidissement ultérieur de l’huile au-delà du transfert de chaleur de l’huile vers le carburant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile. Le système à boucle d’huile, qui peut également être appelé système de recirculation d’huile, peut se ramifier de telle sorte qu’une proportion de l’huile peut s’écouler le long de chaque ramification. Les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile peuvent être agencés dans une configuration parallèle sur différentes ramifications d’un système à boucle d’huile. La vanne de modulation de tels exemples peut être agencée pour permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification, et la commande de la vanne de modulation peut donc ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification aux conditions de croisière. Dans certains exemples, on peut fournir plus de deux échangeurs de chaleur et/ou plus de deux ramifications. Les deux ramifications ou plus du système à boucle d’huile primaire peuvent se rejoindre après le système d’échangeur de chaleur, de telle sorte que l’huile se recombine après transfert de chaleur depuis l’huile. La vanne de modulation permet de faire varier la quantité de chaleur transférée à partir de l’huile par les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile. Le niveau d’écoulement d’huile (et donc le transfert de chaleur de l’huile vers l’air ou le carburant) peut être modifié sur la base de la température du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile, ou entrant dans la chambre de combustion, et peut ainsi permettre la régulation de la température de carburant au sein d’une limite supérieure et inférieure définie. De même, la régulation d’écoulement d’huile peut permettre de maintenir la température d’huile dans une plage appropriée. Cette régulation peut aider à assurer un rendement amélioré du moteur à turbine (par exemple, en élevant la température de carburant) sans risquer d’endommager inutilement une pompe à carburant ou d’autres composants en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile en utilisant une température trop élevée pour la durabilité dudit composant. La vanne de modulation peut être destinée à permettre à 100 % de l’huile d’être envoyée par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile. La vanne de modulation peut être destinée à s’assurer que pas moins de 70 %, 80 % ou 90 % de l’huile est envoyée par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile en régime de croisière. La vanne de modulation peut être destinée à dévier une partie fixe de l’écoulement d’huile vers chacun de l’échangeur de chaleur carburant-huile et de l’échangeur air-huile lors du fonctionnement du moteur, la partie fixe étant éventuellement déterminée au démarrage du moteur ou avant, ou lorsque l’on atteint l’altitude de croisière ou avant, sur la base d’au moins une caractéristique déterminée de carburant. Alternativement, la vanne de modulation peut être destinée à dévier une partie variable de l’écoulement d’huile vers chacun de l’échangeur de chaleur carburant-huile et de l’échangeur de chaleur air-huile lors du fonctionnement du moteur. La vanne de modulation peut donc être commandée activement pour faire varier la proportion d’huile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur, en particulier dans des mises en œuvre où l’aéronef transporte plusieurs carburants différents dans différents réservoirs et peut changer le carburant (ou le mélange de carburants) utilisé en cours de vol. La commande active de la vanne de modulation peut être automatisée et mise en œuvre par un dispositif de commande du système d’échange de chaleur. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un générateur (par exemple, un générateur d’entraînement intégré) et un système à boucle d’huile secondaire destiné à fournir de l’huile au générateur. Le système à boucle d’huile décrit ci-dessus, qui fournit de l’huile au réducteur, peut donc être appelé système à boucle d’huile primaire. Le système d’échange de chaleur peut comprendre un échangeur de chaleur air-huile destiné à transférer de la chaleur entre les systèmes à boucle d’huile primaire et secondaire. La vanne de modulation, ou une vanne supplémentaire, peut commander un écoulement d’huile depuis le système à boucle d’huile primaire vers l’échangeur de chaleur huile-huile. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire destiné à recevoir le carburant et l’huile du système à boucle d’huile secondaire. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur entre l’huile provenant du système à boucle d’huile secondaire et le carburant en utilisant l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire peut être dénommé échangeur de chaleur secondaire pour des raisons de concision. L’échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel s’écoule de l’huile du système à boucle d’huile primaire peut être dénommé échangeur de chaleur carburant-huile primaire. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire peut être dénommé échangeur de chaleur primaire pour des raisons de concision. Le carburant peut s’écouler à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire avant l’écoulement à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire, de telle sorte que de la chaleur est transférée de l’huile dans le système à boucle d’huile secondaire au carburant avant que de la chaleur ne soit transférée de l’huile dans le système à boucle d’huile primaire au carburant. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins une conduite de dérivation destinée à permettre au carburant (ou à l’huile) de contourner un échangeur de chaleur, ou de multiples échangeurs de chaleur, du système d’échange de chaleur. Une conduite de dérivation peut effectivement former une ramification supplémentaire dans un système d’huile à ramification parallèle, dans certaines mises en œuvre – la vanne de modulation, ou une autre vanne d’huile, peut être destinée à ajuster la quantité d’huile envoyée à travers la ou chaque conduite de dérivation pour l’huile, sur la base des une ou plusieurs caractéristiques déterminées de carburant, et éventuellement sur une ou plusieurs mesures de température. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre un appareil à cycle de réfrigération, et le procédé peut comprendre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant, éventuellement de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. La vanne de modulation, ou une autre vanne d’huile, peut réguler la quantité d’huile qui s’écoule à travers l’appareil à cycle de réfrigération. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant. Les voies à ramification peuvent être destinées à renvoyer du carburant depuis le système d’échange de chaleur vers au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant, depuis l’endroit où le carburant entre dans le moteur à turbine à gaz vers la chambre de combustion. Par exemple, le carburant quittant un échangeur de chaleur carburant-huile peut être divisé en deux ramifications ou plus, chaque ramification rejoignant le trajet principal d’écoulement de carburant en un point différent. Dans certaines mises en œuvre, au moins la majorité du carburant peut s’écouler à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile, de telle sorte qu’une ramification du trajet à ramification de carburant quittant cet échangeur de chaleur est elle-même le trajet « principal » de carburant – une ou plusieurs ramifications plus petites peuvent être divisées et rejoindre l’écoulement principal au niveau d’un emplacement différent, par exemple davantage en aval, par exemple après un ou plusieurs composants de moteur placés en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile en question, ou même davantage en amont (agissant ainsi en guise de tuyau de recirculation). Sous réserve de l’adéquation de l’au moins une caractéristique déterminée de carburant, le procédé peut comprendre l’envoi de toute l’huile par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile pendant au moins une ou plusieurs périodes continues d’au moins 30 minutes en régime de croisière, de telle sorte qu’aucune chaleur n’est perdue dans l’environnement par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile pendant au moins certaines périodes de fonctionnement en régime de croisière. Le procédé peut comprendre l’envoi de toute l’huile par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile pendant au moins 15 % du temps total passé en régime de croisière, et éventuellement au moins 20 %. Sous réserve de l’adéquation de l’au moins une caractéristique déterminée de carburant, le procédé peut comprendre l’envoi d’au moins 95 % de l’huile par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile pendant au moins 90 % du temps passé en régime de croisière, de telle sorte que très peu de chaleur, voire aucune, est perdue dans l’environnement par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile pendant au moins 90 % du fonctionnement en régime de croisière. Sous réserve de l’adéquation de l’au moins une caractéristique déterminée de carburant, le procédé peut comprendre le transfert d’au moins 80 % de la chaleur transférée à partir de l’huile en régime de croisière au carburant. La totalité de la chaleur transférée à partir de l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant pendant au moins 90 % du temps passé en régime de croisière dans certaines mises en œuvre. L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre une stabilité thermique. Au moins 80 % de la chaleur transférée à partir de l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant, à condition que le carburant soit stable en fonctionnement à des températures au-dessus de 160 °C. L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre une teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant. Au moins 80 % de la chaleur transférée à partir de l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant à condition que le carburant ait un pourcentage molaire d’hydrocarbures aromatiques en dessous de 12 %. L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre un pourcentage de carburant d’aviation durable – %SAF – dans le carburant. La proportion de SAF (X%) peut être volumétrique. Au moins 80 % de la chaleur transférée à partir de l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant, à condition que le carburant ait une teneur en SAF au-dessus de 50 %. L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre un pouvoir calorifique du carburant. Au moins 80 % de la chaleur transférée à partir de l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant, à condition que le carburant ait un pouvoir calorifique d’au moins 43,5 MJ/kg. Selon un deuxième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; et un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que celle de l’arbre de cœur ; un système à boucle dʼhuile destiné à fournir de lʼhuile au réducteur ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant ; et une vanne de modulation destinée à permettre de faire varier la proportion de lʼhuile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur ; et un module de détermination de composition de carburant, destiné à déterminer au moins une caractéristique de carburant du carburant destiné à être brûlé par la chambre de combustion, dans lequel la vanne de modulation est destinée à être commandée sur la base de l’au moins une caractéristique de carburant de manière à ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur aux conditions de croisière. La turbine peut être une première turbine, le compresseur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à entrer en rotation à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Le moteur du deuxième aspect peut être destiné à réaliser le procédé du premier aspect, et peut avoir l’une quelconque des caractéristiques décrites par rapport au premier aspect. Selon un troisième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, et une chambre de combustion destinée à brûler un carburant ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un système d’huile destiné à faire circuler de l’huile ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant au moins un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à transférer de la chaleur de l’huile au carburant, dans lequel le procédé comprend : la détermination d’au moins une caractéristique de carburant du carburant destiné à être fourni à la chambre de combustion ; et la modulation du système d’échange de chaleur de manière à ajuster la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion en régime de croisière à un niveau fixé, le niveau fixé étant basé sur l’au moins une caractéristique de carburant. 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 des paramètres aux conditions de croisière peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile que les carburants traditionnels, sans augmenter significativement la formation de produits de dégradation de carburant, y compris sans augmenter la cokéfaction et/ou le vernissage. Cela peut améliorer le rendement de combustion du carburant. Des températures de carburant plus élevées à l’entrée de la chambre de combustion peuvent permettre un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant est en mesure d’absorber plus de chaleur) et/ou un rendement amélioré de combustion de carburant. Par exemple, la viscosité de carburant affecte la manière dont le carburant est délivré dans et enflammé par la chambre de combustion. La viscosité peut affecter la taille des gouttelettes à partir de tuyères de pulvérisation de carburant, ce qui peut à son tour impacter l’efficacité de combustion. La prise en compte de la viscosité de carburant lors de la distribution de carburant à la chambre de combustion, et la commande de manière appropriée en faisant varier l’apport de chaleur, peuvent donc fournir une combustion de carburant plus efficace, améliorant les performances de l’aéronef. Dans une période de transition, où les carburants aéronautiques disponibles changent au cours de la durée de vie d’un moteur à turbine à gaz, et dépendent également de la situation géographique d’un point de ravitaillement, entre autres variables, il est important de déterminer une caractéristique pertinente de carburant et de commander le système d’échange de chaleur sur la base du carburant spécifique utilisé dans le moteur. Ainsi, le fonctionnement des turbines à gaz peut être adapté pour tirer le meilleur parti d’une grande variété de carburants. Le système d’échange de chaleur commandable a un rôle clé à jouer dans la gestion de températures de carburant et d’huile. La caractéristique de carburant peut être ou comprendre le pourcentage de carburant d’aviation durable (SAF) dans le carburant, la quantité (par exemple ppm) de soufre dans le carburant ou la stabilité thermique du carburant. Le niveau fixé peut être une moyenne d’au moins 140 °C, 150 °C, 160 °C, 170 °C, 180 °C, 190 °C, ou 200 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière. Les températures de carburant à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière peuvent être définies en tant que moyenne pendant au moins 5 minutes, et éventuellement pendant dix minutes, vingt minutes, ou trente minutes, en conditions de croisière à régime stationnaire. Ces températures moyennes ne comportent pas de pics transitoires de température, qui peuvent être définis comme des fluctuations de température du carburant en fonctionnement, souvent une élévation de la température. Chaque fluctuation peut ne pas durer plus de 5 minutes. Une température de carburant d’au moins 140 °C à l’entrée de la chambre de combustion aux conditions de croisière telles que définies ici nécessite donc que la température de carburant reste à 140 °C ou plus pendant une période de temps, et un pic transitoire à une température au-dessus de 140 °C n’est pas suffisant. Le niveau fixé peut être supérieur à la température d’huile dans certaines mises en œuvre. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre un appareil à cycle de réfrigération, et le procédé peut comprendre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile pour atteindre le niveau fixé. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante, éventuellement par le biais d’un arbre de soufflante. Le système d’huile peut être destiné à faire circuler de l’huile entre le réducteur et l’au moins un échangeur de chaleur carburant-huile, et peut être décrit comme un système à boucle d’huile destiné à fournir de l’huile au réducteur. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins un échangeur de chaleur air-huile, et la modulation du système d’échange de chaleur de manière à ajuster la température de carburant peut comprendre la modulation de la quantité d’huile envoyée par le biais de l’au moins un échangeur de chaleur air-huile. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins une conduite de dérivation destinée à permettre à de l’huile de contourner un échangeur de chaleur. La modulation du système d’échange de chaleur de manière à ajuster la température de carburant au niveau fixé peut comprendre la modulation de la quantité d’huile envoyée par le biais de la conduite de dérivation. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins une conduite de dérivation destinée à permettre à du carburant de contourner un échangeur de chaleur. La modulation du système d’échange de chaleur de manière à ajuster la température de carburant au niveau fixé peut comprendre la modulation de la quantité de carburant envoyée par le biais de la conduite de dérivation. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins une conduite de recirculation destinée à permettre à un fluide (par exemple, l’huile ou le carburant) de passer de multiples fois à travers un échangeur de chaleur. La modulation du système d’échange de chaleur de manière à ajuster la température de carburant au niveau fixé peut comprendre la modulation de la quantité du fluide envoyée par le biais de la, ou de chaque, conduite de recirculation. L’étape de modulation du système d’échange de chaleur peut comprendre la régulation d’écoulement d’huile à travers l’au moins un échangeur de chaleur carburant-huile de telle sorte qu’entre 50 % et 100 % de la chaleur perdue de l’huile est transférée au carburant. L’étape de modulation du système d’échange de chaleur peut comprendre la régulation d’écoulement d’huile à travers l’au moins un échangeur de chaleur carburant-huile de telle sorte qu’entre 80 % et 100 % de la chaleur perdue de l’huile est transférée au carburant. L’au moins une caractéristique déterminée de carburant peut être ou comprendre une stabilité thermique du carburant, et le procédé peut comprendre la modulation/la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion en régime de croisière augmente avec l’augmentation de la stabilité thermique, éventuellement de manière linéaire. L’au moins une caractéristique déterminée de carburant peut être ou comprendre un pourcentage de SAF dans le carburant, et le procédé peut comprendre la modulation du système d’échange de chaleur de telle sorte que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion en régime de croisière augmente avec l’augmentation du %SAF une fois que le %SAF dépasse 60 %. L’au moins une caractéristique déterminée de carburant peut être ou comprendre la présence d’une espèce de traceur dans le carburant, et le procédé peut comprendre la modulation du système d’échange de chaleur de telle sorte que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion en régime de croisière est fixée à un niveau prédéfini correspondant à l’espèce de traceur. L’au moins une caractéristique déterminée du carburant peut être ou comprendre la teneur en soufre du carburant, et le procédé peut comprendre la modulation/la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion en régime de croisière est augmentée lorsque la teneur en soufre est plus faible, et vice-versa . Les procédés des premier et troisième aspects peuvent être complémentaires, et peuvent être réalisés ensemble dans diverses mises en œuvre. Le procédé du troisième aspect peut être réalisé à l’aide du moteur du deuxième aspect. Selon un quatrième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur, et une chambre de combustion destinée à brûler un carburant ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un système d’huile destiné à faire circuler de l’huile ; un système dʼéchange de chaleur comprenant au moins un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à transférer de la chaleur de l’huile au carburant ; et un module de détermination de composition de carburant, destiné à déterminer au moins une caractéristique de carburant du carburant destiné à être brûlé par la chambre de combustion, et dans lequel le système d’échange de chaleur est destiné à être modulé de manière à ajuster la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion à un niveau fixé, le niveau fixé étant basé sur l’au moins une caractéristique de carburant. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante. Le système d’huile peut être destiné à faire circuler de l’huile entre le réducteur et l’au moins un échangeur de chaleur carburant-huile, et peut être décrit comme un système à boucle d’huile destiné à fournir de l’huile au réducteur. La turbine peut être une première turbine, le compresseur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à entrer en rotation à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant. Les voies à ramification peuvent être destinées à renvoyer du carburant depuis le système d’échange de chaleur vers au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant, depuis l’endroit où le carburant entre dans le moteur à turbine à gaz vers la chambre de combustion. Le moteur du quatrième aspect peut être destiné à réaliser le procédé du premier et/ou troisième aspect, et peut avoir l’une quelconque des caractéristiques décrites par rapport au premier ou troisième aspect. Dans l’un quelconque des premier à quatrième aspects : L’au moins une caractéristique de carburant du carburant peut comprendre au moins l’un parmi : i. un pourcentage de carburant d’aviation durable dans le carburant ; ii. une concentration d’espèces hétéroatomiques du carburant ; iii. une teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant ; iv. une teneur en hydrocarbures multi-aromatiques du carburant ; v. un pourcentage d’espèces contenant de l’azote dans le carburant ; vi. une présence ou un pourcentage d’une espèce de traceur ou d’un oligo-élément dans le carburant ; vii. un rapport hydrogène/carbone du carburant ; viii. une répartition d’hydrocarbures du carburant ; ix. un niveau d’émissions de matières particulaires non volatiles lors de la combustion ; x. une teneur en naphtalène du carburant ; xi. une teneur en soufre du carburant ; xii. une teneur en cycloparaffines du carburant ; xiii. une teneur en oxygène du carburant ; xiv. une stabilité thermique du carburant ; xv. un niveau de cokéfaction du carburant ; xvi. une indication que le carburant est un carburant fossile ; xvii. au moins l’un parmi une densité, une viscosité, un pouvoir calorifique et une capacité thermique. Le procédé peut comprendre en outre la détection chimique ou physique d’un ou plusieurs paramètres relatifs au carburant dans un réservoir de carburant après le ravitaillement (le réservoir de carburant étant conçu pour fournir du carburant à la chambre de combustion par le biais du système d’échange de chaleur). Les paramètres détectés peuvent être des caractéristiques de carburant, ou peuvent être utilisés pour calculer ou déduire des caractéristiques de carburant – par exemple, les paramètres détectés peuvent être une vitesse d’arbre et un débit massique de carburant, à partir desquels un pouvoir calorifique (une caractéristique de carburant) peut être déterminé, ou les paramètres détectés peuvent être une densité de carburant et/ou la présence d’un traceur, qui sont toutes deux des caractéristiques de carburant. La détermination d’au moins une caractéristique de carburant peut comprendre l’obtention de données stockées sur les caractéristiques de carburant. La détermination chimique et/ou physique d’un ou plusieurs paramètres du carburant dans le réservoir de carburant peut être réalisée en extrayant un échantillon du carburant du réservoir de carburant pour le test hors-site. La détermination de l’au moins une caractéristique de carburant peut comprendre l’obtention d’au moins une caractéristique de carburant d’un quelconque carburant déjà présent dans le réservoir de carburant avant le ravitaillement ; la détermination d’au moins une caractéristique de carburant d’un carburant ajouté au réservoir de carburant lors du ravitaillement ; et le calcul d’au moins une caractéristique de carburant du carburant résultant dans le réservoir de carburant après le ravitaillement (sur la base de ces informations). La détermination d’au moins une caractéristique de carburant peut être réalisée sur la base d’une détection d’au moins une propriété de carburant. La propriété de carburant peut être la caractéristique de carburant, ou peut être utilisée pour calculer ou déterminer d’une autre manière (par exemple, par extraction d’une table de recherche) la caractéristique de carburant. La détection peut être réalisée sur-site. La détermination d’au moins une caractéristique de carburant peut être réalisée sur la base de données de composition de carburant reçu. Les données de composition de carburant peuvent être fournies à l’aéronef lors du ravitaillement. Les données de composition de carburant peuvent être saisies manuellement. Au moins une caractéristique de carburant peut être déduite des performances du moteur à turbine à gaz pendant au moins l’un parmi un roulage, un décollage et une montée de l’aéronef. Selon un cinquième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion destinée à brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que celle de l’arbre de cœur ; un système à boucle dʼhuile destiné à fournir de lʼhuile au réducteur ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle dʼhuile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre lʼhuile et le carburant, et dans lequel le système à boucle dʼhuile se ramifie de telle sorte quʼune proportion de lʼhuile peut sʼécouler le long de chaque ramification et les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile sont agencés dans une configuration parallèle sur différentes ramifications du système à boucle dʼhuile ; et une vanne de modulation destinée à permettre de faire varier la proportion de lʼhuile envoyée par le biais de chaque ramification, le procédé comprenant la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0 à 0,67. 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 des paramètres aux conditions de croisière peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile que les carburants traditionnels, sans augmenter significativement la cokéfaction ou d’autres voies de dépôt de produits de dégradation de carburant (par exemple, le vernissage). Cela peut permettre un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant est en mesure d’absorber plus de chaleur) et peut également améliorer le rendement thermique / thermodynamique global du moteur, avec moins de chaleur perdue dans l’environnement et potentiellement également plus d’énergie récupérée dans le cycle thermodynamique. Le système d’échange de chaleur commandable a un rôle clé à jouer dans la gestion du rapport de transfert de chaleur. Bien qu’on ait à l’esprit que le rapport est sans dimension, le transfert de chaleur est mesuré par unité de masse ou de volume de carburant dans les exemples décrits ici, ce qui permet de fournir un taux de transfert de chaleur normalisé pour les variations de débit de carburant en régime de croisière. Pour le transfert de chaleur de l’huile à l’air, la définition de « par unité de masse ou de volume de carburant » peut être assimilée à « par une période de temps fixée en fonction du débit de carburant » afin de fournir de façon similaire une normalisation pour le débit de carburant. On aura à l’esprit que le transfert de chaleur à l’aide de l’échangeur de chaleur doit être achevé avant que le carburant n’atteigne la chambre de combustion. N’importe quelle augmentation de température supplémentaire dans la chambre de combustion elle-même est due à la combustion, non pas au système d’échange de chaleur. On aura à l’esprit que le transfert de chaleur est noté par unité de masse (kg) de carburant atteignant la chambre de combustion de manière à ajuster le débit de carburant et l’une quelconque recirculation à travers un ou plusieurs échangeurs de chaleur ou contournement d’un ou plusieurs échangeurs de chaleur comme décrit ailleurs ici. La quantité de chaleur transférée au carburant peut donc être calculée en fonction d’une température de carburant à l’approche ou à l’entrée dans la chambre de combustion par comparaison avec une température de carburant dans un réservoir de carburant de l’aéronef. Dans la plupart des mises en œuvre, on peut supposer que toute élévation de température du carburant due aux autres composants du moteur (par opposition à un transfert de chaleur provenant de l’huile) est minimale. La quantité de chaleur transférée de l’huile à l’air peut être déterminée à partir d’une chute de température de l’huile dans le ou les échangeurs de chaleur air-huile, ou en comparant la chaleur gagnée par le carburant à une perte de chaleur globale de l’huile, et en supposant que la différence est due à la perte de chaleur de l’huile à l’air (toute autre source de perte étant négligeable). Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de croisière, le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,60, de 0 à 0,50, de 0 à 0,40, de 0 à 0,30, de 0 à 0,20, ou de 0 à 0,10. La commande du système d’échange de chaleur de manière à ajuster un rapport de transfert de chaleur peut comprendre la diminution de la quantité d’huile envoyée par le biais de l’au moins un échangeur de chaleur air-huile lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop élevé. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins une conduite de dérivation destiné à permettre à de l’huile de contourner un échangeur de chaleur, et la commande du système d’échange de chaleur de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur peut comprendre la modulation de la quantité d’huile envoyée par le biais de la conduite de dérivation. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins une conduite de recirculation destinée à permettre à un fluide (huile ou carburant) de passer de multiples fois à travers un échangeur de chaleur, et la commande du système d’échange de chaleur de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur peut comprendre la modulation de la quantité du fluide envoyée par le biais de la conduite de recirculation. Le système d’échange de chaleur peut comprendre un appareil à cycle de réfrigération. Le procédé peut comprendre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant, éventuellement de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. Le rapport de transfert de chaleur des exemples à l’aide d’un appareil à cycle de réfrigération peut être dans la plage allant de 0 à 0,40. Dans des mises en œuvre où aucun appareil à cycle de réfrigération n’est utilisé / où le système d’échange de chaleur n’est pas destiné à fournir une élévation thermique, le rapport de transfert de chaleur peut être dans la plage allant de 0,38 à 0,67. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,2, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion soit d’au moins 160 °C. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,1, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion soit d’au moins 180 °C. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,2, à condition que le carburant soit au moins à 70 % du carburant d’aviation durable. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,1, à condition que le carburant soit au moins à 80 % du carburant d’aviation durable. Le procédé peut comprendre le maintien du taux de transfert de chaleur d’huile à air aux conditions de croisière dans la plage allant de 0 à 240 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière, et éventuellement de 0 à 120 kJ/kg, avec pas plus de 20 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière étant transférée à l’air. Le procédé peut comprendre le maintien du taux de transfert de chaleur d’huile à carburant en régime de croisière dans la plage allant de 85 à 350 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière, et éventuellement de 85 à 170 kJ/kg, avec au moins 80 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière étant transférée au carburant. Les procédés des premier, troisième et cinquième aspects peuvent être complémentaires, et deux quelconques ou plus de ceux-ci peuvent être réalisés ensemble dans diverses mises en œuvre. Le procédé du cinquième aspect peut être réalisé à l’aide du moteur du deuxième ou quatrième aspect. Selon un sixième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; et un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que celle de l’arbre de cœur ; un système à boucle dʼhuile destiné à fournir de lʼhuile au réducteur ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile s’écoule ; un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle dʼhuile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre lʼhuile et le carburant, et dans lequel le système à boucle dʼhuile se ramifie de telle sorte quʼune proportion de lʼhuile peut sʼécouler le long de chaque ramification et les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile sont agencés dans une configuration parallèle sur différentes ramifications du système à boucle dʼhuile ; et une vanne de modulation destinée à permettre de faire varier la proportion de lʼhuile envoyée par le biais de chaque ramification, et dans lequel le système d’échange de chaleur est destiné à être commandé de telle sorte que, dans des conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0 à 0,67. La turbine peut être une première turbine, le compresseur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à entrer en rotation à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant. Les voies à ramification peuvent être destinées à renvoyer du carburant depuis le système d’échange de chaleur vers au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant, depuis l’endroit où le carburant entre dans le moteur à turbine à gaz vers la chambre de combustion. Le moteur du sixième aspect peut être destiné à réaliser le procédé du premier, troisième, et/ou cinquième aspect, et peut avoir l’une quelconque des caractéristiques décrites par rapport à l’un quelconque aspect précédent. Selon un septième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion destinée à brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que celle de l’arbre de cœur ; un système à boucle dʼhuile destiné à fournir de lʼhuile au réducteur ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle dʼhuile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre lʼhuile et le carburant, et dans lequel le système à boucle dʼhuile se ramifie de telle sorte quʼune proportion de lʼhuile peut sʼécouler le long de chaque ramification et les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile sont agencés dans une configuration parallèle sur différentes ramifications du système à boucle dʼhuile ; et une vanne de modulation destinée à permettre de faire varier la proportion de lʼhuile envoyée par le biais de chaque ramification, le procédé comprenant la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de ralenti, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0,67 à 5,67. Les taux de transfert de chaleur sont définis tels que mentionnés ci-dessus par rapport au cinquième aspect. Le fonctionnement au ralenti lorsque l’aéronef est en fonctionnement au sol peut être appelé « ralenti au sol », et le fonctionnement au ralenti lorsque l’aéronef est en vol peut être appelé « ralenti en vol ». Toutes les options décrites ci-dessous pour cet aspect peuvent être considérées comme pertinentes pour les conditions de ralenti au sol. Le ralenti en vol se fait généralement à une poussée légèrement plus élevée que le ralenti au sol. Dans certaines mises en œuvre, seules les plages les moins restrictives peuvent s’appliquer au ralenti en vol pour un moteur donné. Dans d’autres mises en œuvre, toutes les options décrites ci-dessous pour cet aspect peuvent également s’appliquer aux conditions de ralenti en vol. Tel que mentionné pour le cinquième aspect, 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 des paramètres en fonctionnement peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile que les carburants traditionnels, sans augmenter significativement la cokéfaction. Cela peut permettre un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant est en mesure d’absorber plus de chaleur) et peut également améliorer le rendement thermique global du moteur, avec moins de chaleur perdue dans l’environnement. Le système d’échange de chaleur commandable a un rôle clé à jouer dans la gestion du rapport de transfert de chaleur. En outre, les inventeurs étaient conscients que, bien que les conditions de croisière représentent généralement une proportion beaucoup plus grande du temps de fonctionnement d’un moteur d’aéronef, le fonctionnement au ralenti est également important – étant donné que le débit massique de carburant est beaucoup plus faible au ralenti qu’en croisière, même une charge thermique relativement basse sur le carburant peut entraîner une forte augmentation de température – l’utilisation de carburants non traditionnels peut donc avoir un effet encore plus grand sur des approches optimales de la gestion de chaleur dans des conditions de ralenti – par exemple, lors du démarrage de l’aéronef, de son fonctionnement à l’arrêt pendant l’embarquement et du roulage (vers une piste ou un hangar, ou entre d’autres emplacements au sol), ainsi qu’à certains moments du vol (par exemple, au début d’une descente). Comme les conditions de fonctionnement sont très différentes entre la croisière et le ralenti – à la fois en termes d’altitude et en termes de sortie de poussée souhaitée du moteur – il convient de commander différemment le système d’échange de chaleur. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de ralenti de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est en dessous de 5,50, et éventuellement en dessous de 5,0, 4,5 ou 4,0. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de ralenti, le rapport de transfert de chaleur est supérieur à 0,75, et éventuellement supérieur à 1,0 ou 1,5. L’étape de commande du système d’échange de chaleur de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur peut être ou comprendre la commande de la vanne de modulation agencée de manière à faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification du système à boucle d’huile. L’étape de commande du système d’échange de chaleur de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur peut comprendre la diminution de la quantité d’huile envoyée par le biais d’au moins un échangeur de chaleur air-huile lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop élevé. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins une conduite de dérivation destinée à permettre à de l’huile ou du carburant de contourner un ou plusieurs échangeurs de chaleur, et l’étape de commande du système d’échange de chaleur de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur peut comprendre la modulation de la quantité d’huile envoyée par le biais de la conduite de dérivation. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins une conduite de recirculation destinée à permettre à un fluide (par exemple, l’huile ou le carburant) de passer de multiples fois à travers un ou plusieurs échangeurs de chaleur. L’étape de commande du système d’échange de chaleur de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur peut comprendre la modulation de la quantité du fluide envoyé par le biais de la conduite de recirculation. Le système d’échange de chaleur peut comprendre un appareil à cycle de réfrigération, et le procédé peut comprendre en outre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant, éventuellement de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. Dans de telles mises en œuvre, le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0,67 à 4. Dans d’autres mises en œuvre, le système d’échange de chaleur n’est pas destiné à fournir une élévation thermique, de telle sorte que la température de carburant ne peut pas dépasser une température maximale de l’huile. Dans de telles mises en œuvre, le rapport de transfert de chaleur peut être dans la plage allant de 2,00 à 5,67, et éventuellement de 3,37 à 5,67. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de ralenti de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 2,33 à 5,67 lorsque la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion est en dessous de 200 °C. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de ralenti de telle sorte que : (i) le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0,67 à 4 lorsque la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion est au-dessus de 200 °C ; (ii) le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0,67 à 2,67 lorsque la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion est au-dessus de 250 °C ; et/ou (iii) le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0,67 à 1,22 lorsque le carburant est au-dessus de 280 °C. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de ralenti de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0,67 à 3,67, à condition que le carburant soit au moins à 70 % du carburant d’aviation durable. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur dans des conditions de ralenti de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0,67 à 2,67, à condition que le carburant soit au moins à 80 % du carburant d’aviation durable. Les procédés des premier, troisième, cinquième et septième aspects peuvent être complémentaires, et deux quelconques ou plus de ceux-ci peuvent être réalisés ensemble dans diverses mises en œuvre. Le procédé du septième aspect peut être réalisé à l’aide du moteur du second, quatrième ou sixième aspect. Selon un huitième aspect, on fournit un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; et un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que celle de l’arbre de cœur ; un système à boucle dʼhuile destiné à fournir de lʼhuile au réducteur ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile s’écoule ; un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle dʼhuile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre lʼhuile et le carburant, et dans lequel le système à boucle dʼhuile se ramifie de telle sorte quʼune proportion de lʼhuile peut sʼécouler le long de chaque ramification et les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile sont agencés dans une configuration parallèle sur différentes ramifications du système à boucle dʼhuile ; et une vanne de modulation destinée à permettre de faire varier la proportion de lʼhuile envoyée par le biais de chaque ramification, et dans lequel le système d’échange de chaleur est destiné à être commandé de telle sorte que, dans des conditions de ralenti, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0,67 à 5,67. La turbine peut être une première turbine, le compresseur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à entrer en rotation à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant. Les voies à ramification peuvent être destinées à renvoyer du carburant depuis le système d’échange de chaleur vers au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant, depuis l’endroit où le carburant entre dans le moteur à turbine à gaz vers la chambre de combustion. Le moteur du huitième aspect peut être destiné à réaliser le procédé du premier, troisième, cinquième et/ou septième aspect, et peut avoir l’une quelconque des caractéristiques décrites par rapport à l’un quelconque aspect précédent. Selon un neuvième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz d’un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion destinée à brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que celle de l’arbre de cœur ; un système à boucle dʼhuile destiné à fournir de lʼhuile au réducteur ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile s’écoule ; un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant, et dans lequel le système à boucle d’huile comprend au moins une conduite de dérivation, la conduite de dérivation étant destinée à permettre à de l’huile de contourner l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile ; et une vanne de dérivation destinée à permettre de faire varier la proportion de lʼhuile envoyée par le biais de la conduite de dérivation. Le procédé comprend la commande de la vanne de dérivation de telle sorte que, dans des conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0 à 0,67. Les inventeurs étaient conscients que les principes décrits par rapport aux cinquième à huitième aspects peuvent également être appliqués aux moteurs qui n’ont pas de voies de boucle d’huile à ramification avec différents échangeurs de chaleur sur différentes ramifications ; par exemple étant applicables aux moteurs avec des agencements en série, sensiblement linéaires d’échangeurs de chaleur et dans lesquels l’utilisation d’une ou de plusieurs conduites de dérivation est faite en guise d’alternative à une voie principale ramifiée, plutôt qu’en guise d’ajout optionnel à celle-ci. L’introduction et/ou l’amélioration de la commande de conduites de dérivation existantes peut permettre un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant utilisé peut être en mesure d’absorber plus de chaleur que les carburants traditionnels) et peut également améliorer le rendement thermique global du moteur, avec moins de chaleur perdue dans l’environnement. La vanne de dérivation commandable a un rôle clé à jouer dans la gestion du rapport de transfert de chaleur. Les taux de transfert de chaleur utilisés pour calculer le rapport de transfert de chaleur sont définis comme mentionnés ci-dessus par rapport aux cinquième et septième aspects. Le procédé peut comprendre la commande de la vanne de dérivation de telle sorte que, dans des conditions de croisière, le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,60, éventuellement de 0 à 0,50, de 0 à 0,40, de 0 à 0,30, ou de 0 à 0,20, et en outre éventuellement de 0 à 0,10. L’étape de commande de la vanne de dérivation de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur peut comprendre la diminution de la quantité d’huile envoyée par le biais de l’au moins un échangeur de chaleur air-huile lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop élevé. Dans certaines mises en œuvre, le système à boucle d’huile peut comprendre une seule conduite de dérivation, la seule conduite de dérivation étant destinée à permettre à de l’huile de contourner l’échangeur de chaleur air-huile. Aucune conduite de dérivation ne peut être fournie pour l’échangeur de chaleur carburant-huile. On aura à l’esprit le fait que, dans la plupart des scénarios de fonctionnement et pour améliorer l’efficacité thermique du moteur, il existe un désir d’assurer un transfert de chaleur aussi important que la sécurité le permet/que possible de l’huile vers le carburant, et de pouvoir ainsi éviter de contourner l’échangeur de chaleur carburant-huile. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins deux conduites de dérivation d’huile, chaque conduite de dérivation étant destinée à permettre à de l’huile de contourner l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile. Le procédé peut comprendre la modulation de la quantité d’huile envoyée par le biais de chaque conduite de dérivation. La même vanne de dérivation – qui peut être une vanne à trois voies – peut être utilisée pour réguler l’écoulement à travers les deux conduites de dérivation, ou une vanne de dérivation différente peut être fournie pour chacune d’entre elles. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins une conduite de recirculation destinée à permettre à un fluide de passer de multiples fois à travers un échangeur de chaleur. Le procédé de telles mises en œuvre peut comprendre en outre la modulation de la quantité du fluide envoyée par le biais du tuyau de recirculation de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur. En complément ou alternativement, le système d’échange de chaleur peut comprendre un appareil à cycle de réfrigération, et le procédé de telles mises en œuvre peut comprendre en outre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant, éventuellement de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. On aura donc à l’esprit qu’un ou plusieurs autres composants en plus de la vanne de dérivation peuvent être utilisés pour ajuster le rapport de transfert de chaleur. Dans des mises en œuvre avec un appareil à cycle de réfrigération, la vanne de dérivation peut être commandée de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,40, dans des mises en œuvre sans appareil à cycle de réfrigération, dans lesquelles mises en œuvre le système d’échange de chaleur n’est pas destiné à fournir une élévation thermique, la vanne de dérivation peut être commandée de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0,38 à 0,67. Le procédé peut comprendre la commande de la vanne de dérivation dans des conditions de croisière de telle sorte que : (i) le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,2, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion est d’au moins 160 °C ; et/ou (ii) le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,1, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion soit d’au moins 180 °C. Dans certaines mises en œuvre, une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être prises en compte au moment de déterminer comment commander la vanne de dérivation. Par exemple, le procédé peut comprendre la commande de la vanne de dérivation dans des conditions de croisière de telle sorte que : (i) le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,2, à condition que le carburant soit au moins à 70 % du carburant d’aviation durable ; (ii) le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,1, à condition que le carburant soit au moins à 80 % du carburant d’aviation durable ; Le procédé peut comprendre la commande de la vanne de dérivation dans des conditions de croisière de telle sorte que le taux de transfert de chaleur de l’huile à l’air peut être maintenu dans la plage allant de 0 à 240 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière, avec pas plus de 20 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière étant transférée à l’air, et/ou de telle sorte que le taux de transfert de chaleur de l’huile vers le carburant est maintenu dans la plage allant de 85 à 350 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière, avec au moins 80 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière étant transférée au carburant. Les procédés des premier, troisième, cinquième, septième et neuvième aspects peuvent être complémentaires, et deux quelconques ou plus de ceux-ci peuvent être réalisés ensemble dans diverses mises en œuvre. Le procédé du neuvième aspect peut être réalisé à l’aide du moteur du deuxième, quatrième, sixième ou huitième aspect. Selon un dixième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que celle de l’arbre de cœur ; un système à boucle dʼhuile destiné à fournir de lʼhuile au réducteur ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile s’écoule ; un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant, et dans lequel le système à boucle d’huile comprend au moins une conduite de dérivation, la conduite de dérivation étant destinée à permettre à de l’huile de contourner l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile, et une vanne de dérivation destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais de la conduite de dérivation. La vanne de dérivation est destinée à être commandée de telle sorte que, dans des conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0 à 0,67. La turbine peut être une première turbine, le compresseur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur ; et la seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à entrer en rotation à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant, les voies à ramification étant destinées à renvoyer du carburant du système d’échange de chaleur à au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant, depuis l’entrée du carburant dans le moteur à turbine à gaz vers la chambre de combustion. Le moteur du dixième aspect peut être destiné à réaliser le procédé du premier, troisième, cinquième, septième et/ou neuvième aspect, et peut avoir l’une quelconque des caractéristiques décrites par rapport à l’un quelconque aspect précédent. Selon un onzième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, une chambre de combustion destinée à brûler un carburant, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que celle de l’arbre de cœur ; un système à boucle dʼhuile destiné à fournir de lʼhuile au réducteur ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant, et dans lequel le système à boucle d’huile comprend au moins une conduite de dérivation, la conduite de dérivation étant destinée à permettre à de l’huile de contourner l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile ; et une vanne de dérivation destinée à permettre de faire varier la proportion de lʼhuile envoyée par le biais de la conduite de dérivation. Le procédé comprend la commande de la vanne de dérivation de telle sorte que, dans des conditions de ralenti, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0,67 à 5,67. Les inventeurs étaient conscients que les principes décrits par rapport aux cinquième à huitième aspects peuvent également être appliqués aux moteurs qui n’ont pas de voies de boucle d’huile à ramification avec différents échangeurs de chaleur sur différentes ramifications ; par exemple étant applicables aux moteurs avec des agencements en série, sensiblement linéaires d’échangeurs de chaleur et dans lesquels l’utilisation d’une ou de plusieurs conduites de dérivation est faite en guise d’alternative à une voie principale ramifiée, plutôt qu’en guise d’ajout optionnel à celle-ci. L’introduction et/ou l’amélioration de la commande de conduites de dérivation existantes peut permettre un procédé fournissant un refroidissement d’huile et peut également améliorer le rendement thermique global du moteur, avec moins de chaleur perdue dans l’environnement. La vanne de dérivation commandable a un rôle clé à jouer dans la gestion du rapport de transfert de chaleur. En outre, les inventeurs étaient conscients que, bien que les conditions de croisière représentent généralement une proportion beaucoup plus grande du temps de fonctionnement d’un moteur d’aéronef, le fonctionnement au ralenti est également important – étant donné que le débit massique de carburant est beaucoup plus faible au ralenti qu’en croisière, même une charge thermique relativement basse sur le carburant peut entraîner une forte augmentation de la température – l’utilisation de carburants non traditionnels peut donc avoir un effet encore plus grand sur des approches optimales de la gestion de la chaleur dans des conditions de ralenti – par exemple, lors du démarrage de l’aéronef, de son fonctionnement à l’arrêt pendant l’embarquement et du roulage (vers une piste ou un hangar, ou entre d’autres emplacements au sol), ou lors de la descente en vol. Comme les conditions de fonctionnement sont très différentes entre la croisière et le ralenti – à la fois en termes d’altitude et en termes de sortie de poussée souhaitée du moteur – il convient de commander différemment la vanne de dérivation. Les taux de transfert de chaleur sont définis tels que mentionnés ci-dessus par rapport au cinquième aspect. Le fonctionnement au ralenti lorsque l’aéronef est en fonctionnement au sol peut être appelé « ralenti au sol » et le fonctionnement au ralenti en vol peut être appelé « ralenti en vol ». Toutes les options décrites ci-dessous pour cet aspect peuvent être considérées comme pertinentes pour les conditions de ralenti au sol. Le ralenti en vol se fait généralement à une poussée légèrement plus élevée et, dans certaines mises en œuvre, seules les plages les moins restrictives peuvent s’appliquer au ralenti en vol pour un moteur donné. Le procédé peut comprendre la commande de la vanne de dérivation de telle sorte que, dans des conditions de ralenti (et dans certaines mises en œuvre, plus spécifiquement au ralenti au sol), le rapport de transfert de chaleur est en dessous de 5,50, et éventuellement en dessous de 5,0, ou en dessous de 4,5. Le procédé peut comprendre la commande du système d’échange de chaleur de telle sorte que, dans des conditions de ralenti, le rapport de transfert de chaleur est supérieur à 1,0, et éventuellement supérieur à 1,5, 2,0, 2,5 ou 3,0. Le procédé peut comprendre la commande de la vanne de dérivation de telle sorte que, dans des conditions de ralenti, le rapport de transfert de chaleur est supérieur à 0,75, et éventuellement supérieur à 1,0 ou 1,5. La commande de la vanne de dérivation de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur peut comprendre la diminution de la quantité d’huile envoyée par le biais de l’au moins un échangeur de chaleur air-huile lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop élevé. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins deux conduites de dérivation d’huile, chaque conduite de dérivation étant destinée à permettre à de l’huile de contourner un échangeur de chaleur respectif parmi l’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile. Le procédé peut comprendre la modulation de la quantité d’huile envoyée par le biais de chaque conduite de dérivation. Le système d’échange de chaleur peut comprendre au moins une conduite de recirculation destinée à permettre à un fluide de passer de multiples fois à travers un échangeur de chaleur. Le procédé peut comprendre en outre la modulation de la quantité du fluide envoyée par le biais du tuyau de recirculation pour ajuster le rapport de transfert de chaleur. Le système d’échange de chaleur peut comprendre un appareil à cycle de réfrigération. Le procédé peut comprendre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant (au-delà de ce qui serait transféré dans l’échangeur de chaleur), éventuellement de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. Dans de telles mises en œuvre, le procédé peut comprendre la commande de la vanne de dérivation de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0,67 à 4. Dans des mises en œuvre dans lesquelles le système d’échange de chaleur n’est pas destiné à fournir une élévation thermique, le procédé peut comprendre la commande de la vanne de dérivation de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 2,00 à 5,67, et éventuellement de 3,37 à 5,67. Le procédé peut comprendre la commande de la vanne de dérivation dans des conditions de ralenti de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est au moins l’un parmi : (i) dans la plage allant de 2,33 à 5,67 lorsque la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion est en-dessous de 200 °C ; (ii) est dans la plage allant de 0,67 à 5,00, et éventuellement de 0,67 à 4,00, lorsque la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion (16) est au-dessus de 200 °C ; (iii) est dans la plage allant de 0,67 à 4,00, et éventuellement de 0,67 à 2,67, lorsque la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion (16) est au-dessus de 250 °C ; et (iv) dans la plage allant de 0,67 à 2,33, et éventuellement de 0,67 à 1,22, lorsque la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion (16) est au-dessus de 280 °C. Le procédé peut tenir compte de la teneur en SAF du carburant. Le procédé peut comprendre la commande de la vanne de dérivation de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0,67 à 3,67, à condition que le carburant soit au moins à 70 % du carburant d’aviation durable, et/ou dans la plage allant de 0,67 à 2,67, à condition que le carburant soit au moins à 80 % du carburant d’aviation durable. Les procédés des premier, troisième, cinquième, septième, neuvième, et onzième aspects peuvent être complémentaires, et deux quelconques ou plus de ceux-ci peuvent être réalisés ensemble dans diverses mises en œuvre. Le procédé du onzième aspect peut être réalisé à l’aide de moteur du deuxième, quatrième, sixième, huitième, ou dixième aspect. Selon un douzième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un cœur de moteur comprenant une turbine, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; une soufflante située en amont du cœur de moteur ; et un réducteur qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que celle de l’arbre de cœur ; un système à boucle dʼhuile destiné à fournir de lʼhuile au réducteur ; et un système dʼéchange de chaleur comprenant : un échangeur de chaleur air-huile à travers lequel lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant, et dans lequel le système à boucle d’huile comprend au moins une conduite de dérivation, la conduite de dérivation étant destinée à permettre à de l’huile de contourner l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile ; et une vanne de dérivation destinée à permettre de faire varier la proportion de lʼhuile envoyée par le biais de la conduite de dérivation, et dans lequel la vanne de dérivation est destinée à être commandée de telle sorte que, dans des conditions de ralenti, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0,67 à 5,67. La turbine peut être une première turbine, le compresseur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à entrer en rotation à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Le système d’échange de chaleur peut comprendre en outre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant, les voies à ramification étant destinées à renvoyer du carburant du système d’échange de chaleur à au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant, depuis l’entrée du carburant dans le moteur à turbine à gaz vers la chambre de combustion. Le moteur du douzième aspect peut être destiné à réaliser le procédé du premier, troisième, cinquième, septième, neuvième, et/ou onzième aspect, et peut avoir l’une quelconque des caractéristiques décrites par rapport à l’un quelconque aspect précédent. On aura à l’esprit qu’une caractéristique décrite par rapport à un aspect peut être utilisée en combinaison avec l’un quelconque 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 aubes 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 le biais d’un arbre. Les hélices peuvent entrer en rotation dans des sens opposés de sorte que l’une entre en rotation 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 le biais 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 second arbre de cœur reliant la seconde turbine au compresseur. La seconde turbine, le compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à entrer en rotation 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 le biais 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 en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus faible que 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 le biais 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 entrent en rotation à la même vitesse (avec la soufflante entrant en rotation à une vitesse plus basse). Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir une quelconque architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir un quelconque nombre souhaité d’arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d’exemple uniquement, la turbine reliée à l’arbre de cœur peut être une première turbine, le compresseur relié à l’arbre de cœur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à entrer en rotation à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, le second compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le second compresseur peut être destiné à recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple par le biais d’un conduit généralement annulaire) un écoulement depuis le premier compresseur. Le réducteur peut être destiné à être entraîné par l’arbre de cœur qui est conçu pour entrer en rotation (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 destiné à être entraîné uniquement par l’arbre de cœur qui est conçu pour entrer en rotation (par exemple en cours d’utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple uniquement par le premier arbre de cœur, et non le second arbre de cœur, dans l’exemple ci-dessus). En variante, le réducteur peut être destiné à être entraîné par n’importe quel ou n’importe quels arbres, par exemple les premier et/ou second arbres dans l’exemple ci-dessus. Le réducteur peut être une boîte de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation plus faible à l’entrée depuis l’arbre de cœur). Un quelconque type de réducteur peut être utilisé. Par exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ou « en étoile », tel que décrit d’une manière plus détaillée ailleurs 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 un quelconque rapport de réduction souhaité (défini comme la vitesse de rotation de l’arbre d’entrée divisée par la vitesse de rotation de l’arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple dans la plage allant de 3 à 4,2, ou de 3,2 à 3,8, par exemple de l’ordre de ou d’au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2. Le rapport d’engrenage peut être, par exemple, entre deux 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) second compresseur, lorsqu’un second compresseur est fourni. À titre d’exemple supplémentaire, l’écoulement à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l’entrée de la seconde turbine, lorsqu’une seconde turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbines. Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le second compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre un quelconque nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’aubes de rotor et une rangée d’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 le biais d’une boîte de réduction) comprenant 11, 12 ou 13 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut comprendre 3 ou 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 8 ou 9 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 10 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la seconde turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre un quelconque nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’aubes de rotor et une rangée d’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 aube de soufflante peut être définie comme ayant une portée radiale s’étendant d’un pied (ou d’un moyeu) au niveau d’un emplacement radialement interne lavé par les gaz, ou une position de portée de 0 %, jusqu’à une pointe à une position de portée de 100 %. Le rapport du rayon de l’aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l’aube de soufflante au niveau de la pointe peut être inférieur à (ou de l’ordre de) l’un quelconque parmi : 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 ou 0,25. Le rapport du rayon de l’aube de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l’aube de soufflante au niveau 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 allant 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 l’aube de soufflante, c’est-à-dire la partie radialement à l’extérieur d’une quelconque plate-forme. Le rayon de la soufflante peut être mesuré entre la ligne médiane du moteur et la pointe d’une aube de soufflante au niveau de son bord d’attaque. Le diamètre de soufflante (qui peut être simplement deux fois le rayon de la soufflante) peut être supérieur à (ou de l’ordre de) l’un quelconque parmi : 140 cm, 170 cm, 180 cm, 190 cm, 200 cm, 210 cm, 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 210 cm à 240 cm, ou 250 cm à 280 cm, ou 320 cm à 380 cm. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le diamètre de soufflante peut être dans la plage de 170 cm à 180 cm, 190 cm à 200 cm, 200 cm à 210 cm, 210 cm à 230 cm, 290 cm à 300 cm ou 340 cm à 360 cm. La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d’utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est 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 3 500 tr/min, par exemple inférieure à 2 600 tr/min, ou inférieure à 2 500 tr/min, ou inférieure à 2 300 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante aux conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 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 allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant 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 1 500 à 1 800 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 entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 190 cm à 200 cm peut être dans la plage allant 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 2 000 à 2 800 tr/min. En cours d’utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les aubes de soufflante associées) entre en rotation autour d’un axe de rotation. Cette rotation résulte en un déplacement de la pointe de l’aube de soufflante avec une vitesse U pointe . Le travail accompli par les aubes de soufflante sur l’écoulement résulte en une augmentation d’enthalpie dH de l’écoulement. 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 contournement (BPR) souhaité, où le rapport de contournement est défini comme le rapport du débit massique de l’écoulement à travers le conduit de contournement au débit massique de l’écoulement à travers le cœur. Dans certains agencements le rapport de contournement 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 contournement 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 contournement aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct selon la présente description peut être dans la plage allant de 9:1 à 11:1. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de contournement aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages selon la présente description peut être dans la plage allant de 12:1 à 15:1. La conduite de dérivation peut être sensiblement annulaire. La conduite de dérivation peut être radialement à l’extérieur du moteur de cœur. La surface radialement externe du conduit de contournement peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. Le rapport de pression global (OPR) d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation en sortie du compresseur à pression la plus élevée (avant une entrée dans 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 allant de 50 à 70. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 40 à 45. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 45 à 55. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. La poussée spécifique d’un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans certains exemples, 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) l’une quelconque 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 allant de 80 Nkg -1 s à 100 Nkg -1 s, ou de 85 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 80 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 70 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à 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 une quelconque poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d’exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d’au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des 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 allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 140 kN à 160 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 150 kN à 200 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques types au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec le moteur statique. En cours d’utilisation, la température de l’écoulement 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 : 1 400 K, 1 450 K, 1 500 K, 1 520 K, 1 530 K, 1 540 K, 1 550 K, 1 600 K ou 1 650 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 1 540 K à 1 600 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET aux conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 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 1 600 K à 1 660 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 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 1 570 K à 1 630 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 1 530 K à 1 600 K. La TET maximale en utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1 700 K, 1 750 K, 1 800 K, 1 850 K, 1 900 K, 1 950 K, 2 000 K, 2 050 K, ou 2 100 K. 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 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 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant 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 1 890 K à 1 960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant 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 1 890 K à 1 950 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 1 800 K à 1 950 K, ou de 1 900 K à 2 000 K. La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (PMD). Une partie d’aube de soufflante et/ou de profil aérodynamique d’une aube de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir d’un quelconque matériau ou combinaison de matériaux approprié. Par exemple au moins une partie de l’aube de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un composite, par exemple un composite à matrice métallique et/ou un composite à matrice organique, tel qu’un composite à fibres de carbone. À titre d’exemple supplémentaire au moins une partie de l’aube de soufflante et/ou du profil aérodynamique peut être fabriquée au moins en partie à partir d’un métal, tel qu’un métal à base de titane ou un matériau à base d’aluminium (tel qu’un alliage aluminium-lithium) ou un matériau à base d’acier. L’aube de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, l’aube de soufflante peut avoir un bord d’attaque protecteur, qui peut être fabriqué en utilisant un matériau qui est plus à même de résister à un impact (par exemple par des oiseaux, de la glace ou un autre matériau) que le reste de l’aube. Un tel bord d’attaque peut, par exemple, être fabriqué en utilisant du titane ou un alliage à base de titane. Ainsi, strictement à titre d’exemple, l’aube de soufflante peut avoir un corps 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 aubes de soufflante peuvent s’étendre, par exemple dans une direction radiale. Les aubes de soufflante peuvent être reliées à la partie centrale de n’importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque aube de soufflante peut comprendre un élément de fixation qui peut venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu (ou disque). Strictement à titre d’exemple, un tel élément de fixation peut être sous la forme d’une queue d’aronde qui peut s’encocher dans et/ou venir en prise avec une encoche correspondante dans le moyeu/disque afin de fixer l’aube de soufflante au moyeu/disque. À titre d’exemple supplémentaire, les aubes de soufflante peuvent être formées de manière solidaire à une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné 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 aubes de soufflante peut être usinée à partir d’un bloc et/ou au moins une partie des aubes de soufflante peut être reliée au moyeu/disque par soudure, telle qu’une soudure par friction linéaire. Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent être ou non pourvus d’une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varier l’aire de sortie du conduit de contournement en cours d’utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s’appliquer à des moteurs avec ou sans VAN. La soufflante d’une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir un quelconque nombre souhaité d’aubes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 aubes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps composite à fibres de carbone, il peut y avoir 16 ou 18 aubes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps métallique (par exemple, alliage aluminium-lithium ou de titane), il peut y avoir 18, 20 ou 22 aubes de soufflante. Tel qu’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 l’entièreté, 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 au sein d’un 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 d’aéronef. En complément ou alternativement, 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’utilisées ici, les conditions de croisière, qui peuvent définir la phase de croisière (ou une partie de celle-ci) du vol d’aéronef, ont une signification classique et seront 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 à un point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d’une mission donnée (qui peut être désignée dans l’industrie en tant que « mission économique ») d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, la mi-croisière peut être considérée 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 celle-ci, du vol qui fournit une poussée qui assurerait le fonctionnement en régime stationnaire (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 stationnaire (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 fournis sur cet aéronef. Par exemple lorsqu’un moteur est conçu pour être fixé à un aéronef qui a deux moteurs du même type, aux conditions de croisière le moteur peut fournir la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime stationnaire, ou au moins un fonctionnement en régime sensiblement stationnaire, 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 en tant que point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir – en combinaison avec des quelconques autres moteurs sur l’aéronef – un fonctionnement en régime stationnaire 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 un quelconque moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur aux conditions de croisière peut être clairement défini. Strictement à titre d’exemple, la vitesse avant à la condition de croisière peut être un quelconque 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. Une quelconque vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie de la condition de croisière. Pour un certain aéronef, les conditions de croisière peuvent être à l’extérieur de ces plages, par exemple en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9. Strictement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale, ISA) à une altitude qui est dans la plage allant de 10 000 m à 15 000 m, par exemple dans la plage 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 une quelconque altitude donnée dans ces plages. Strictement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,8 et des conditions atmosphériques 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 visée et peut être, par exemple, une valeur allant de 20 kN à 40 kN. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,85 et 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, avec une approche en particulier faisant partie de la phase de l’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 l’atterrissage, 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, à une phase, ou à une partie de celle-ci, du vol de l’aéronef, tel que défini ailleurs dans le présent document. Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être à n’importe quelle condition appropriée, qui peut être telle que définie ailleurs 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 aura à l’esprit 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, une quelconque caractéristique ou un quelconque paramètre contenu ou décrit ici peut être appliqué à un quelconque aspect et/ou associé à une quelconque autre caractéristique ou un quelconque autre paramètre contenu ou décrit ici. Sauf en cas d’exclusion mutuelle, un quelconque paramètre ou une quelconque valeur contenus ou décrits dans le présent document peuvent être appliqués et/ou combinés à un quelconque ou plusieurs paramètres et/ou valeurs contenus ou 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 quelconque ou plusieurs autres paramètres et/ou valeurs contenus ou décrits ici (par exemple, un quelconque ou plusieurs parmi le paramètre B ; le paramètre C ; et le paramètre D, et ainsi de suite) pour exprimer un produit de leur relation. Par exemple, l’homme du métier comprendrait que lorsque le paramètre A est divulgué en séparation avec le paramètre B, un produit de leur relation peut être exprimé comme, par exemple, 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 modes de réalisation vont maintenant être décrits à titre d’exemple uniquement, en référence aux Figures, sur 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 représentation d’un aéronef avec un système de propulsion comportant deux moteurs à turbine à gaz ; la FIG. 5 est une représentation d’un exemple de système de carburant ; la FIG. 6 est une représentation d’un exemple alternatif de système de carburant ; la FIG. 7 est une représentation d’une partie d’un exemple de système de recirculation d’huile (un système à boucle d’huile primaire) ; la FIG. 8 est une représentation d’une autre partie d’un exemple de système d’huile à recirculation (un système à boucle d’huile secondaire) ; la FIG. 9 est une représentation d’une partie d’un exemple de système d’huile à recirculation alternatif ; la FIG. 10 est une représentation d’une partie de l’exemple de système de carburant de la FIG. 5 et de l’exemple de système d’huile à recirculation des Figures 7 et 8 ; la FIG. 11 est une représentation d’un autre exemple de système à recirculation de l’huile, illustrant tous les principaux composants d’un système d’échange de chaleur ; la FIG. 12 illustre un exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 13 illustre un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 14 illustre un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 15 illustre un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 16 illustre un autre exemple de système à recirculation d’huile d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 17 illustre un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 18 illustre un autre exemple de procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; et la FIG. 19 illustre un graphique de plages de transfert de chaleur en régime de croisière pour un moteur à turbine à gaz à engrenages. 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 écoulements d’air : un écoulement d’air de cœur A et un écoulement d’air de dérivation B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un cœur 11 qui reçoit l’écoulement d’air de cœur A. Le cœur de moteur 11 comprend, en série d’écoulement 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 une conduite de dérivation 22 et une tuyère d’échappement de dérivation 18. L’écoulement d’air de dérivation B s’écoule à travers la conduite de dérivation 22. La soufflante 23 est fixée à, et entraînée par, la turbine basse pression 19 par le biais d’un arbre 26 et d’un réducteur épicycloïdal 30. En cours d’utilisation, l’écoulement 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 à l’écoulement d’air de dérivation B s’écoulant à travers la conduite de dérivation 22, de telle sorte que l’écoulement 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 d’entrer en rotation autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est accouplé par le biais 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 le biais 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 le biais 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 entrer en rotation. 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 entrer en rotation. 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 écoulement divisé 18, 20 ce qui signifie que l’écoulement à travers la conduite 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 un quelconque aspect de la présente description peut également s’appliquer à des moteurs dans lesquels l’écoulement à travers la conduite de dérivation 22 et l’écoulement à travers le cœur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à écoulement mélangé. La ou les deux tuyères (qu’elles soient à écoulement 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. 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 un quelconque type de moteur à turbine à gaz, tel qu’un rotor ouvert (dans lequel l’étage de soufflante n’est pas entouré par une nacelle) ou un turbopropulseur, par exemple. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre 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 plusieurs des familles chimiques de n-alcanes, iso-alcanes, cycloalcanes et aromatiques. En complément ou alternativement, lorsqu’il est coupé avec, ou mélangé avec, ou remplacé par un carburant alternatif, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, autrement connu 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. SAF est compris par l’homme du métier pour se référer à, par exemple, un biocarburant, un carburant d’aviation renouvelable, un carburéacteur renouvelable, un carburant alternatif ou un biocarburant, produit à partir de ressources biologiques ou non biologiques. Le SAF est compris comme étant généralement synthétisé à partir de gaz contenant du carbone extraits de l’atmosphère et/ou capturés lors de processus industriels ; ou à partir d’un large éventail de matières premières durables telles que, par exemple, les huiles et graisses usagées ; les déchets municipaux solides ; les déchets cellulosiques (tels que les tiges de maïs) ; les cultures de couverture telles que la caméline, la carinata et le tabouret des champs ; les carburants alternatifs non biogènes ; le jatropha ; les halophytes et les algues, plutôt que les hydrocarbures d’origine fossile. Le SAF n’est pas compris comme englobant les carburants fossiles. Les performances fonctionnelles dʼune composition de carburant donnée, ou 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 comportant des émissions de gaz et/ou de matières particulaires. À cet égard, des émissions de matières particulaires peuvent comporter des particules de suie créées par la combustion dudit carburant F, également connues sous le nom de particules non volatiles (nvPM). Une quelconque référence faite ici à la suie ou à la fumée peut également s’appliquer à d’autres types d’émissions de matière particulaires connues dans l’art. Les émissions gazeuses peuvent comprendre un quelconque ou plusieurs oxydes d’azote (NOx) ; du monoxyde de carbone (CO) ; du dioxyde de carbone (CO 2 ) ; des hydrocarbures imbrûlés (UHC) ; des oxydes de soufre (SO), y compris, par exemple, du dioxyde de soufre (SO 2 ) et/ou du trioxyde de soufre (SO 3 ) ; et des composés organiques volatils (COV) créés par la combustion dudit carburant F. Une quelconque référence faite ici aux émissions gazeuses peut également s’appliquer à d’autres types d’émissions gazeuses connues dans l’art. 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 entre le nombre d’atomes d’hydrogène et le nombre d’atomes de carbone dans une molécule peut influencer l’énergie spécifique d’une composition donnée, ou mélange de combustible. 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 nombre de mélanges de carburant d’aviation durable ont été approuvés pour une utilisation. 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 du kérosène), d’autres compositions étant en attente d’approbation. Cependant, il existe une prévision dans l’industrie aéronautique que des mélanges de carburant d’aviation durable comprenant jusqu’à (et y compris) 100 % de carburant d’aviation durable (SAF) seront finalement approuvés pour une utilisation. Les carburants aviation durables peuvent comprendre un ou plusieurs parmi des n-alcanes, des iso-alcanes, des cycloalcanes et des aromatiques, et peuvent être produits, par exemple, à partir dʼun ou 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 aviation durables 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 aviation durables peuvent comprendre une densité comprise entre 90 % et 98 % de celle du kérosène et/ou un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % de celui du kérosène. Dans certains exemples, le(s) carburant(s) d’aviation durable(s), ou le(s) mélange(s) fourni(s) à l’équipement de combustion 16 peut(vent) avoir une teneur en aromatiques et/ou autre teneur non paraffinique relativement plus faible que celle du kérosène. Le carburant d’aviation durable peut comprendre une teneur en aromatiques de, par exemple, 30 %, 20 %, 15 %, 10 %, 8 %, 5 % ou moins de 5 % ; 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 ou plage inclusive délimitée par ou dans deux quelconques 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 %, de 0,35 % à 0,55 %, ou de 0,035 % à 0,055 % ; en fonction d’une ou plusieurs préférences, du stock ou du fournisseur de carburant, et des variations de composition. Grâce au moins en partie à la structure moléculaire de carburants d’aviation durable, 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 plus faible) ; une capacité thermique spécifique plus élevée ; une stabilité thermique plus élevée ; un pouvoir lubrifiant plus élevé ; une viscosité plus faible ; une tension de surface plus faible ; un point de congélation plus faible ; des émissions de suie plus faibles ; des NOx plus faibles ; et, des émissions de CO 2 plus faibles, par rapport à des combustibles hydrocarbonés à base fossile (par exemple, lorsqu’ils sont brûlés dans l’équipement de combustion 16). Ainsi, par rapport aux combustibles hydrocarbonés à base fossile, tels que le kérosène, les carburants aviation durables peuvent conduire à l’une ou l’autre ou aux deux d’une diminution relative de la consommation spécifique de carburant, et d’une diminution relative des coûts de maintenance. Tel que représenté sur la FIG. 4 , un aéronef 1 peut comprendre plusieurs réservoirs de carburant 50, 53 ; par exemple un réservoir de carburant primaire plus grand 50 situé dans le fuselage d’aéronef, et un réservoir de carburant plus petit 53a, 53b situé dans chaque aile. Dans d’autres exemples, un aéronef 1 peut ne comporter qu’un seul réservoir de carburant 50, et/ou les réservoirs de carburant d’ailes 53 peuvent être plus grands que le réservoir de carburant central 50, ou aucun réservoir de carburant central ne peut être prévu (avec tout le carburant étant stocké à la place dans les ailes de l’aéronef) – on comprendra que de nombreux agencements de réservoir 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. 4 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 destinée à fournir une source distincte de carburant, c’est-à-dire qu’une première source de carburant peut contenir un premier carburant ayant une caractéristique ou des caractéristiques différentes de celles d’un second carburant contenu dans une seconde source de carburant. Les première et seconde 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 passage d’un stade de fonctionnement à l’autre en cours de vol. Dans le présent exemple, la première (et, dans ces exemples, la seule) source de carburant comprend un réservoir de carburant central 50, situé principalement dans le fuselage de l’aéronef 1 et une pluralité de réservoirs de carburant d’ailes 53a, 53b, où au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile bâbord et au moins un réservoir de carburant d’aile est situé dans l’aile tribord pour l’équilibrage. Tous les réservoirs 50, 53 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 53 peut comprendre une pluralité de réservoirs de carburant interconnectés fluidiquement. Dans un autre exemple, les réservoirs de carburant d’ailes 53a, 53b peuvent ne pas être reliés fluidiquement au réservoir central 50, formant ainsi une seconde 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 le biais d’un réservoir de carburant central (si ce réservoir ne fait pas partie de l’autre source de carburant), soit en contournant le(s) réservoir(s) de carburant central(aux), 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’ailes 53 et un réservoir de carburant central 50, tandis qu’une seconde source de carburant comprend un autre réservoir de carburant central séparé. L’interconnexion des fluides 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 l’aéronef 1 doté de plusieurs sources de carburant, deux ou plusieurs des sources de carburant peuvent donc contenir des carburants différents les uns des autres, de sorte que l’aéronef 1 peut 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 seconde source de carburant sont chacune sensiblement symétriques par rapport à l’axe central d’aéronef. Dans des 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 seconde source de carburant de telle sorte que la position du centre de masse de l’aéronef peut être maintenue dans des limites latérales acceptables pendant toute la durée du vol. Les aéronefs se ravitaillent généralement 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 mentionné 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 des carburants d’aviation durables – SAF), et/ou des mélanges de carburants à base de pétrole et d’autres carburants) et de quelconques additifs inclus (par exemple, des anti-oxydants 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 un autre et d’un fournisseur de carburant à un autre, mais aussi d’un lot à un autre, même pour un aéroport ou un fournisseur de carburant donné. En outre, les réservoirs de carburant 50, 53 de l’aéronef 1 ne sont généralement pas vidés avant d’être remplis pour un vol ultérieur, ce qui entraîne des mélanges de différents carburants dans les réservoirs – un carburant avec une composition différente résultant effectivement du mélange. Les inventeurs étaient conscients que, comme différents carburants peuvent avoir différentes propriétés, tout en restant conformes aux normes, la connaissance du(des) carburant(s) disponible(s) pour un aéronef 1 peut permettre une commande plus efficace et adaptée de l’aéronef 1, et plus spécifiquement du système de propulsion 2 de l’aéronef (c’est-à-dire le ou les moteurs à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1, ainsi que les commandes et les composants associés). La connaissance du carburant peut donc être utilisée comme un outil pour améliorer les performances de l’aéronef, de sorte que la détermination ou la surveillance de la composition de carburant peut présenter des avantages. En particulier, la détermination d’une ou plusieurs caractéristiques du carburant à fournir à la chambre de combustion 16 – qu’il s’agisse d’un carburant provenant d’une source de carburant unique ou d’un mélange d’un ou de plusieurs carburants provenant de sources différentes, est donc importante pour déterminer le fonctionnement du moteur. Un élément clé de fonctionnement du moteur est la gestion de chaleur – la gestion de chaleur de moteur est principalement réalisée à l’aide de transfert de chaleur vers et depuis l’huile et le carburant dans le moteur, de sorte que la commande d’un système d’échange de chaleur 3000 – par exemple par la régulation de l’écoulement d’huile, la régulation de l’écoulement de carburant, et/ou la commande d’un ou plusieurs échangeurs de chaleur 1004, 1006, 2020, 2030 ou d’autres composants d’échange de chaleur d’autres manières – peut permettre d’optimiser les performances du moteur 10 pour un carburant avec des caractéristiques de carburant particulières. Dans le présent document, l’expression « caractéristiques de carburant » se réfère aux propriétés intrinsèques ou inhérentes du carburant, telles que la composition du carburant, et non à des propriétés variables telles que le volume ou la température. Une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées, et ces données utilisées pour ajuster la commande du moteur 10, et en particulier du système de gestion de chaleur 3000. Des exemples de caractéristiques de carburant comportent un ou plusieurs parmi : i. le pourcentage de carburant d’aviation durable (SAF) dans le carburant, ou une indication que le carburant est un carburant fossile, par exemple du kérosène fossile, ou que le carburant est un carburant SAF pur ; ii. des paramètres d’une distribution d’hydrocarbures dans le carburant, tels que : la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant, et éventuellement aussi / alternativement la teneur en hydrocarbures multi-aromatiques du carburant ; le rapport hydrogène/carbone (H/C) du carburant ; des informations de composition en % pour certains ou tous les hydrocarbures présents ; iii. la présence ou le pourcentage d’un élément particulier ou d’une espèce particulière, tel que : le pourcentage d’espèces contenant de l’azote dans le carburant ; la présence ou pourcentage d’une espèce de traceur ou d’un oligo-élément dans le carburant ; une teneur en naphtalène du carburant ; une teneur en soufre du carburant ; une teneur en cycloparaffines du carburant ; une teneur en oxygène du carburant ; iv. une ou plusieurs propriétés du carburant utilisé dans un moteur à turbine à gaz 10, telles que : un niveau d’émissions de matières particulaires non volatiles ou de CO2 lors de la combustion ; un niveau de cokéfaction du carburant ; v. une ou plusieurs propriétés du carburant lui-même, indépendamment de son utilisation dans un moteur 10 ou de la combustion, telles que : une stabilité thermique du carburant (par exemple, la température de dégradation thermique) ; une stabilité thermique peut se voir attribuer une valeur numérique à une quelconque température en prenant l’inverse d’un taux de dépôt de produit de dégradation de carburant à la température donnée) ; et une ou plusieurs propriétés physiques telles qu’une densité, une viscosité, un pouvoir calorifique, une température de congélation et/ou une capacité thermique. La ou les caractéristiques du carburant à déterminer peuvent être choisies en fonction des propriétés du carburant les plus pertinentes pour les modifications qui peuvent être apportées au système de gestion de chaleur 3000. La détermination de caractéristiques de carburant peut comporter l’obtention de caractéristiques de carburant d’un quelconque carburant déjà présent dans le réservoir de carburant 50, 53 avant le ravitaillement et une indication de la quantité de carburant restante, puis la combinaison de ces informations avec des informations concernant le nouveau carburant ajouté au réservoir 50, 53 lors du ravitaillement. L’obtention de caractéristiques de carburant d’un quelconque carburant déjà présent dans le réservoir de carburant 50, 53 avant le ravitaillement, et/ou l’obtention de caractéristiques de carburant d’un carburant fourni lors du ravitaillement, peut comprendre un ou plusieurs parmi : (i) la détection physique et/ou chimique d’une ou plusieurs particularités ou paramètres de la composition du carburant (ce qui peut permettre la détection directe des caractéristiques de carburant et/ou peut permettre la détermination de caractéristiques de carburant à l’aide des résultats de détection), et/ou la détection d’un ou plusieurs éléments ou composés traceurs ajoutés au carburant pour faciliter son identification (par exemple, un colorant) ; (ii) la récupération d’informations sur les caractéristiques de carburant à partir d’une mémoire ou d’une réserve de données intégrée ; et/ou (iii) la réception de données, par exemple à partir d’une entrée fournie dans une interface utilisateur, ou des données transmises à l’aéronef 1. Dans certains exemples, une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être déterminées pendant le fonctionnement de la turbine à gaz 10, par exemple en déduisant des caractéristiques de carburant du carburant fourni à la chambre de combustion 16 en fonctionnement à partir de mesures de performance du moteur, ou en réalisant une détection sur-site. Dans certains exemples, de multiples procédés différents peuvent être réalisés pour obtenir les caractéristiques de carburant – par exemple, différents procédés peuvent être utilisés pour des caractéristiques différentes, et/ou différents procédés peuvent être utilisés pour les mêmes caractéristiques à titre de contrôle. Par exemple, des données stockées ou autrement fournies sur les caractéristiques de carburant peuvent être comparées aux résultats de la détection chimique ou physique d’un ou plusieurs paramètres du carburant. En cas de non-concordance entre la caractéristique de carburant stockée et le paramètre détecté correspondant, une alerte peut être fournie. Des caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en détectant physiquement et/ou chimiquement une ou plusieurs particularités de la composition du carburant (par exemple, dans une unité d’essai hors-site, ou lorsque le carburant est transporté vers un réservoir de carburant sur-site, ou encore lorsqu’il est utilisé dans le moteur à turbine à gaz 10), ce qui permet la détection directe des caractéristiques de carburant ou la fourniture de données à partir desquelles elles peuvent être déterminées, comme indiqué ci-dessus, et/ou la détection d’un ou plusieurs éléments ou composés traceurs ajoutés au carburant pour faciliter son identification (par exemple, un colorant) ; ou en recevant des données, par exemple à partir d’une entrée fournie dans une interface utilisateur, ou des données transmises à l’aéronef, par exemple en scannant un code-barres associé à la livraison de carburant. Lorsqu’une détermination physique et/ou chimique est utilisée, les caractéristiques de carburant peuvent être détectées de différentes manières, à la fois directement (par exemple, à partir de données de capteur correspondant à la caractéristique du carburant en question) et indirectement (par exemple, par déduction ou calcul à partir d’autres caractéristiques ou mesures, ou par référence à des données d’un traceur spécifique détecté dans le carburant). Les caractéristiques peuvent être déterminées en tant que valeurs relatives par comparaison avec un autre carburant ou en tant que valeurs absolues. Par exemple, un ou plusieurs des procédés de détection suivants peuvent être utilisés : La teneur en aromatiques ou en cycloparaffines du carburant peut être déterminée sur la base de mesures du gonflement d’un composant de capteur fabriqué à partir d’un matériau d’étanchéité tel qu’un matériau d’étanchéité en nitrile. Des substances ou espèces à l’état de traces, présentes naturellement dans le carburant ou ajoutées pour servir de traceur, peuvent être utilisées pour déterminer des caractéristiques de carburant telles que le pourcentage de carburant d’aviation durable dans le carburant ou le fait que le carburant soit du kérosène. Des mesures du mode vibratoire d’un cristal piézoélectrique exposé au carburant peuvent être utilisées comme base à la détermination de diverses caractéristiques de carburant, notamment la teneur en aromatiques du carburant, la teneur en oxygène du carburant et la stabilité thermique ou le niveau de cokéfaction du carburant – par exemple en mesurant l’accumulation de dépôts de surface sur le cristal piézoélectrique, ce qui entraînera un changement de mode vibratoire. Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en recueillant des paramètres de performance du moteur à turbine à gaz 10 pendant une première période de fonctionnement (par exemple pendant le décollage), et éventuellement aussi pendant une seconde période de fonctionnement (par exemple pendant la croisière), et en comparant ces paramètres recueillis aux valeurs attendues si l’on utilise un carburant dont les propriétés sont connues. Diverses caractéristiques de carburant, y compris la teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant, peuvent être déterminées sur la base de mesures de capteur de la présence, de l’absence ou du degré de formation d’une traînée de condensation par la turbine à gaz 10 pendant son fonctionnement. Les caractéristiques de carburant, y compris la teneur en hydrocarbures aromatiques, peuvent être déterminées sur la base d’une mesure de spectroscopie UV-Vis réalisée sur le carburant. Diverses caractéristiques de carburant, y compris la teneur en soufre, la teneur en naphtalène, la teneur en hydrogène aromatique et le rapport hydrogène/carbone, peuvent être déterminées en mesurant des substances présentes dans les gaz d’échappement émis par le moteur à turbine à gaz 10 au cours de son utilisation. Le pouvoir calorifique du carburant peut être déterminé pendant le fonctionnement de l’aéronef 1 sur la base de mesures prises lorsque le carburant est brûlé – par exemple à l’aide du débit de carburant et de la vitesse d’arbre ou du changement de température dans la chambre de combustion 16. Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées en effectuant un changement opérationnel destiné à affecter le fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10, et en détectant une réponse au changement opérationnel ; et en déterminant les une ou plusieurs caractéristiques du carburant sur la base de la réponse au changement opérationnel. Diverses caractéristiques de carburant peuvent être déterminées par rapport aux caractéristiques de carburant d’un premier carburant en remplaçant le premier carburant fourni au moteur à turbine à gaz 10 par un second carburant, et en déterminant les une ou plusieurs caractéristiques de carburant du second carburant sur la base d’un changement dans une relation entre T30 et l’une parmi T40 et T41 (la relation indiquant l’augmentation de température dans la chambre de combustion 16). Les caractéristiques peuvent être déterminées en tant que valeurs relatives par comparaison avec le premier carburant, ou en tant que valeurs absolues, par exemple à titre de référence à des valeurs connues pour le premier carburant. Tel qu’elles sont utilisées ici, T30, T40 et T41 et des quelconques autres pressions et températures numérotées, sont définies à l’aide de la numérotation de la station listée dans la norme SAE AS755 standard, en particulier : • T30 = Température totale de sortie du compresseur haute pression (HPC) ; • T40 = Température totale à la sortie de la combustion ; • T41 = Température totale à l’entrée du rotor de la turbine à haute pression (HPT). Toute approche appropriée connue dans l’art peut être utilisée, et la détermination des caractéristiques de carburant ne sera pas abordée plus avant ici. L’aéronef 1 peut donc comprendre un module 57 de détermination de composition de carburant destiné à déterminer au moins une caractéristique de carburant du carburant. La détermination peut être réalisée en obtenant une valeur à partir d’un stock de données (par exemple, à partir de données fournies à l’aéronef 1 lors du ravitaillement), ou en réalisant un ou plusieurs calculs basés sur des données fournies par un ou plusieurs capteurs ou d’autres composants de moteur, à l’aide de l’un quelconque des procédés décrits ci-dessus. Dans l’exemple de la FIG. 4 , un module 57 de détermination de composition de carburant est intégré à chaque moteur 10, là où le carburant entre dans le moteur 10. Dans d’autres mises en œuvre, le module 57 peut être situé différemment au sein du moteur 10 ou situé ailleurs sur l’aéronef 1, par exemple dans, sur ou à côté d’un réservoir de carburant 50, 53. Dans des mises en œuvre avec un module 57 de détermination de composition de carburant, le module 57 peut être destiné à fournir une sortie à un dispositif de commande de moteur électronique (EEC), ou le module 57 peut être fourni comme faisant partie d’un EEC. La ou les caractéristiques de carburant déterminées par le module 57 de détermination de composition de carburant peuvent donc être utilisées pour influencer la commande du moteur 10. Un dispositif de commande spécialisé 58 peut être fourni pour traiter la sortie du module 57 de détermination de composition de carburant et fournir des instructions de commande aux composants commandables de moteur sur la base des informations sur les caractéristiques de carburant. Dans d’autres mises en œuvre, la fonctionnalité de commande 58 peut être fournie par l’EEC et aucune unité ou aucun module distinct ne peut être fourni. Un exemple de système de carburant 1000 pour un moteur à turbine à gaz à engrenages 10, le système de carburant 1000 comprenant un trajet d’écoulement de carburant depuis le réservoir de carburant 50 vers la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1 est représenté schématiquement sur la FIG. 5 . Le système de carburant 1000 comprend à la fois le système d’alimentation en carburant 50, 1002 (qui fournit du carburant au moteur 10) et le système de gestion de carburant 1500 (qui fonctionne au sein du moteur 10) de l’aéronef 1. Le système de gestion de carburant 1500 a un rôle dans la gestion de température du carburant ainsi que l’écoulement de carburant, dirigeant le carburant par le biais d’un ou de plusieurs échangeurs de chaleur 1004, 1006 du système d’échange de chaleur du moteur 3000. Le système d’échange de chaleur 3000 comprend des parties du système de gestion de carburant 1500, ainsi que le système de recirculation d’huile 2000, 2000’ (qui est décrit plus en détail ci-dessous). Le système d’échange de chaleur 3000 est le terme général utilisé pour les systèmes et les composants utilisés pour transférer de la chaleur entre des fluides (en particulier, l’huile et le carburant) au sein du moteur 10, et comprend des échangeurs de chaleur, des vannes, des tuyaux de raccordement et des composants associés, par exemple, des pompes, des appareils de réfrigération, etc. Pour revenir au système de carburant 1000, le carburant est pompé depuis le réservoir de carburant 50 vers le moteur à turbine à gaz 10 par une pompe d’alimentation en carburant basse pression 1002. Le carburant s’écoule alors à travers un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 et un échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 peut être qualifié d’échangeur de chaleur carburant-huile principal car l’huile s’écoulant à travers lui peut être utilisée pour refroidir et lubrifier le réducteur principal 30 du moteur 10. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 peut être qualifié d’échangeur de chaleur carburant-huile de générateur d’entraînement intégré, car l’huile s’écoulant à travers celui-ci peut être utilisée pour refroidir et/ou lubrifier un ou plusieurs composants d’un générateur d’entraînement intégré (IDG) du moteur 10. Dans d’autres mises en œuvre, un type différent de générateur peut être utilisé à la place d’un IDG – par exemple, un générateur à fréquence variable (VFG) ou un générateur de démarrage à fréquence variable (VFSG). Le système 1000 de telles mises en œuvre peut être autrement équivalent. Le moteur 10 de l’exemple étant décrit comprend donc deux échangeurs de chaleur carburant-huile 1004, 1006. On peut fournir plus ou moins d’échangeurs de chaleur carburant-huile dans d’autres mises en œuvre. Le système de gestion de carburant 1500 illustré est agencé pour que le carburant atteigne l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 avant l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. Après avoir quitté l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, le carburant passe alors à travers une pompe à carburant moteur 1003 et se déplace vers la chambre de combustion 16. La pompe à carburant moteur 1003 peut être décrite comme une pompe à carburant principale. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 sont conçus de telle sorte qu’un écoulement d’huile est acheminé à travers chacun en plus de l’écoulement de carburant à travers celui-ci. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 sont conçus de telle sorte que de la chaleur peut être transférée entre l’huile et le carburant s’écoulant à travers ceux-ci. En fonctionnement standard du moteur 10, par exemple aux conditions de croisière, la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 est plus élevée que la température moyenne du carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, et la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 est plus élevée que la température moyenne du carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004. De cette manière, l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 sont chacun conçus pour transférer de l’énergie thermique d’un écoulement d’huile vers un écoulement de carburant s’écoulant à travers ceux-ci en fonctionnement. Les deux écoulements d’huile (écoulement d’huile à travers l’échangeur de chaleur primaire et écoulement d’huile à travers l’échangeur de chaleur secondaire) peuvent être séparés – des huiles physiquement séparées et éventuellement aussi chimiquement distinctes, et/ou ayant un débit différent. Une huile différente peut donc s’écouler à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 de celle s’écoulant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004. En général, au moins la majorité du carburant qui passe à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 passe à travers également l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. Les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006 peuvent donc être décrits comme étant en série l’un avec l’autre, par rapport à l’écoulement de carburant, et comme étant le long d’un trajet principal d’écoulement de carburant depuis le réservoir 50 vers la chambre de combustion 16. Toutefois, l’un ou l’autre ou chaque échangeur de chaleur 1004, 1006 peut être équipé d’une dérivation pour permettre à une partie du carburant d’éviter de passer à travers l’échangeur de chaleur respectif, par exemple sous la forme d’une conduite de dérivation 1005, comme illustré sur la FIG. 5 . Une vanne (non représentée) peut déterminer quelle proportion du carburant traverse l’échangeur de chaleur 1004 et quelle proportion traverse la conduite de contournement 1005. Dans diverses mises en œuvre, une conduite de dérivation peut être fournie pour chaque échangeur de chaleur 1004, 1006, permettant à une partie du carburant d’éviter l’un ou l’autre ou les deux échangeurs de chaleur. En complément ou alternativement, une ou plusieurs conduites de dérivation 2005, 2005’ peuvent être fournies pour l’huile pour l’un ou l’autre ou les deux échangeurs de chaleur carburant-huile 1004, 1006, permettant ainsi à une partie de l’huile d’éviter un ou plusieurs échangeurs de chaleur. Une vanne destinée à réguler l’écoulement d’un fluide à travers une conduite de dérivation 1005 peut être appelée vanne de dérivation. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 et l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 sont donc conçus de telle sorte qu’un écoulement d’huile est acheminé à travers chacun en plus de l’écoulement de carburant – l’huile s’écoulant à travers l’un est différente de l’huile s’écoulant à travers l’autre dans la mise en œuvre étant décrite, bien que l’on aura à l’esprit que la même huile peut s’écouler à travers un échangeur de chaleur carburant-huile puis à travers un autre échangeur de chaleur carburant-huile dans d’autres mises en œuvre. Les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006 sont donc dans des systèmes à boucle fermée séparés 2000, 2000’, (Figures 7, 8) par rapport à l’écoulement d’huile, dans la mise en œuvre étant décrite, à savoir les huiles s’écoulant à travers les échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire sont séparées fluidiquement, et peuvent être chimiquement distinctes l’une de l’autre. Les deux systèmes à boucle d’huile 2000, 2000’ servent à faire circuler de l’huile à travers leurs échangeurs de chaleur carburant-huile respectifs 1006, 1004, et éventuellement également à travers un ou plusieurs autres échangeurs de chaleur, par exemple des échangeurs de chaleur air-huile ou huile-huile tels que décrits ci-dessous. Les deux systèmes à boucle d’huile 2000, 2000’ ensemble peuvent être décrits comme fournissant un système de recirculation d’huile pour le moteur 10. La FIG. 6 montre un exemple de système de carburant alternatif 6000, comprenant un système d’alimentation en carburant et un système de gestion de carburant 6500 comprenant un trajet d’écoulement de carburant depuis le réservoir de carburant 50 vers la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1. Comme pour le système de carburant 1000, le carburant est pompé depuis le réservoir de carburant 50 par la pompe d’alimentation en carburant basse pression 1002. Le carburant passe alors à travers un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 puis un échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 avant d’atteindre une pompe à carburant moteur 1003, qui pompe le carburant le long de son trajet d’écoulement jusqu’à la chambre de combustion 16. Le système de carburant 6000 diffère du système de carburant 1000 en ce que le système de carburant 6000 comprend une vanne de recirculation 6010 située en aval de lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et destinée à remettre en circulation au moins une partie du carburant qui a quitté lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire en retour vers lʼentrée 1006a de lʼéchangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, permettant un transfert de chaleur supplémentaire entre lʼhuile du système à boucle primaire et le carburant. La vanne de recirculation 6010 peut déterminer quelle proportion du carburant est recirculée, par le biais de la conduite de recirculation 6011 et quelle proportion continue plus directement vers la chambre de combustion 16. Dans l’exemple illustré, la vanne de recirculation 6010 est située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. Dans l’exemple illustré, la vanne de recirculation 6010 est positionnée en amont de la pompe à carburant moteur 1003. Une pompe de recirculation supplémentaire (non illustrée) peut être fournie dans certaines mises en œuvre dans lesquelles la vanne de recirculation 6010 est positionnée en amont de la pompe à carburant moteur 1003, pour fournir un gradient de pression positif. Une pompe de retour de carburant dans le réservoir (FRTT) peut être présente et contribuer également à la recirculation dans certaines mises en œuvre. La vanne de recirculation 6010 est agencée pour permettre à une quantité commandée de carburant d’être renvoyée à l’entrée 1006a de l’échangeur de chaleur primaire 1006, s’écoulant ainsi à travers l’échangeur de chaleur primaire 1006 de multiples fois avant d’atteindre la pompe 1003 et la chambre de combustion 16. Il est envisagé que la vanne de recirculation puisse être positionnée en aval de la pompe à carburant moteur 1003 dans des mises en œuvre alternatives, par exemple comme illustré sur la FIG. 10 . Dans de telles mises en œuvre, la vanne de recirculation 6010 serait destinée à permettre à une quantité régulée de carburant d’être renvoyée à l’entrée 1006a de l’échangeur de chaleur primaire 1006, s’écoulant ainsi à travers l’échangeur de chaleur primaire 1006 et la pompe 1003 de multiples fois avant d’atteindre la chambre de combustion 16. Cette recirculation fournit un mécanisme permettant de réguler l’écoulement de carburant au sein du système de gestion de carburant 6500, ainsi qu’au sein du système de gestion de chaleur 3000, sans modifier l’écoulement de carburant du réservoir 50 vers le moteur 10. La recirculation peut être utilisée pour réguler le rapport de transfert de chaleur, comme décrit plus en détail ci-dessous. Une conduite 6011, qui peut être qualifiée de conduite de recirculation car elle transporte du carburant d’un point le long du trajet principal d’écoulement à travers le moteur 10 jusqu’à un point antérieur le long de ce trajet d’écoulement de sorte que le carburant doit passer à travers la partie du trajet d’écoulement entre eux de nouveau, peut donc être fournie, menant de la vanne de recirculation à un point sur le trajet d’écoulement en amont de l’entrée 1006a à l’échangeur de chaleur primaire 1006. Dans certaines mises en œuvre, une conduite de recirculation 6011 et une conduite de dérivation 1005 peuvent être fournies pour un quelconque échangeur de chaleur 1004, 1006 donné. Dans certaines mises en œuvre, la même conduite 1005, 6011 peut servir à la fois de conduite de recirculation et de conduite de dérivation – une ou plusieurs vannes peuvent être utilisées pour réguler le sens de l’écoulement du fluide à travers celles-ci. Dans l’exemple illustré de la FIG. 10 , à la différence de celui de la FIG. 6 , la vanne de recirculation 6010 est située en aval de la pompe 1003, de sorte que le carburant recirculé a déjà passé à travers à la fois l’échangeur de chaleur primaire 1006 et la pompe 1003, plutôt que seulement l’échangeur de chaleur primaire 1006. La conduite de recirculation 6011 renvoie le carburant recirculé vers un point sur le trajet d’écoulement en amont à la fois de la pompe principale 1003 et de l’échangeur de chaleur primaire 1006, de telle sorte que le carburant recirculé passe à travers ces deux composants une fois de plus. Le carburant recirculé à travers la pompe peut permettre une régulation plus ajustable du débit de carburant vers la chambre de combustion 16 pour une vitesse d’arbre donnée du moteur 10, en notant que la vitesse de pompe (ou un groupe limité d’options de vitesse de pompe) est souvent fixée par la vitesse d’arbre. La régulation du débit de carburant dans le circuit de carburant 6000 – par recirculation et/ou dérivation d’un ou plusieurs échangeurs de chaleur – peut contribuer à la gestion de chaleur (en influençant par exemple la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 ou de la pompe 1003, ou la quantité de chaleur transférée au carburant). Une partie de la commande du système d’échange de chaleur 3000 peut donc être la commande d’une ou plusieurs vannes régulant le débit d’huile et/ou de carburant à travers une ou plusieurs conduites de recirculation et/ou de dérivation 6011, 1005. Le moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1 étant décrit comprend également un système d’huile à recirculation destiné à alimenter de l’huile pour lubrifier et éliminer de la chaleur d’une pluralité de composants. Dans la mise en œuvre étant décrite ici, le système de recirculation d’huile comprend un système à boucle d’huile primaire 2000 et un système à boucle d’huile secondaire 2000’, dont chacun est un système d’huile à boucle fermée. Un exemple d’un système d’huile primaire à boucle fermée 2000 est illustré schématiquement sur la FIG. 7 – comme pour les échangeurs de chaleur, ce système à boucle d’huile est qualifié de « primaire » car il est responsable de l’huilage et du refroidissement du réducteur principal 30 et, généralement, est responsable de la charge de refroidissement principale/primaire du moteur 10. Le système d’huile à boucle fermée primaire 2000 comprend un réservoir d’huile 2002 adapté à contenir un volume d’huile. Dans certaines mises en œuvre, les gaz sont retirés de l’huile au sein du réservoir d’huile 2002 par un dégazeur. Une pompe d’alimentation 2004 est conçue pour pomper de l’huile du réservoir d’huile 2000 à l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. La température moyenne de l’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006, aux conditions de croisière, est plus élevée que la température moyenne du carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. Dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006, l’énergie thermique est transférée de l’écoulement d’huile vers l’écoulement de carburant. De cette manière, la température moyenne de l’écoulement d’huile sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 est plus faible que la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006, de sorte qu’elle est refroidie avant réutilisation comme lubrifiant et/ou liquide de refroidissement, permettant à l’huile refroidie d’éliminer plus de chaleur du système à lubrifier et/ou refroidir. De cette manière également, la température moyenne du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 est plus élevée que la température moyenne du carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. Dans un échangeur de chaleur standard 1006, le facteur limitant fondamental du niveau de refroidissement fourni est la température du liquide de refroidissement (dans ce cas, le carburant) – la température de l’huile à la sortie de l’échangeur de chaleur 1006 ne peut pas être abaissée en dessous de la température du carburant entrant dans l’échangeur de chaleur 1006 (et la température du carburant ne peut pas non plus être élevée au-dessus de celle de l’huile entrant dans l’échangeur de chaleur), même si un débit effectivement infini de carburant ou d’huile était utilisé. L’équilibre des températures est la limite, telle que définie dans la deuxième loi de la thermodynamique. Dans certaines mises en œuvre, tel qu’il est illustré sur la FIG. 7 , un appareil à cycle de réfrigération 1007 est donc fourni. L’appareil à cycle de réfrigération 1007 est destiné à fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant, de telle sorte que la température de carburant est augmentée plus qu’elle ne le serait en passant simplement à travers l’échangeur de chaleur, et dans certains cas, elle est au-dessus de la température d’huile. L’appareil à cycle de réfrigération 1007 peut prendre la forme d’un circuit supplémentaire à boucle fermée avec un fluide réfrigérant, avec un évaporateur entre l’huile et le liquide réfrigérant (pour transférer de la chaleur de l’huile au liquide réfrigérant) et un condenseur entre le carburant et le liquide réfrigérant (pour transférer de la chaleur du liquide réfrigérant au carburant). L’appareil à cycle de réfrigération 1007 peut en complément comprendre une pompe, un compresseur et/ou un détendeur/compteur, et peut être réalisé selon une quelconque conception appropriée connue dans l’art. Une vanne d’huile peut réguler la quantité d’huile qui s’écoule dans l’appareil à cycle de réfrigération 1007, et une vanne de carburant peut réguler la quantité de carburant qui s’écoule à travers l’appareil à cycle de réfrigération 1007. L’appareil à cycle de réfrigération 1007 (et plus particulièrement sa pompe et/ou son compresseur, et éventuellement également le détendeur ou le compteur) est alimenté, généralement électriquement ou mécaniquement (par exemple, par l’intermédiaire d’une liaison à un arbre rotatif), pour fournir ce transfert de chaleur supplémentaire et forcé. L’appareil à cycle de réfrigération 1007 est montré en association avec l’échangeur de chaleur carburant-huile principal (primaire) 1006 dans la mise en œuvre illustrée, fournissant ainsi un regain de la température de carburant après que le carburant a passé à travers les deux échangeurs de chaleur carburant-huile 1004, 1006, et refroidissant davantage l’huile du système d’huile primaire 2000 avant qu’elle ne soit renvoyée au réducteur 30. Une conduite de dérivation ou de recirculation pour l’huile et/ou pour le carburant peut être fournie autour de l’appareil à cycle de réfrigération 1007 dans diverses mises en œuvre. L’écoulement d’huile dans le système à boucle d’huile primaire 2000 est ensuite acheminé vers un réducteur de puissance 30, qui peut également être décrit en tant que réducteur principal 30 du moteur à turbine à gaz 10. Le réducteur de puissance 30 est destiné à recevoir une entrée provenant de l’arbre de cœur 26 et pour délivrer en sortie un entraînement à la soufflante 23 par le biais de l’arbre de soufflante 42 et comprend des engrenages 28, 32, 38 et des paliers (par exemple, des paliers lisses) qui peuvent être lubrifiés et refroidis par l’huile. Le moteur 10 peut également comprendre un ou plusieurs paliers supplémentaires pour supporter les arbres 26, 42, qui peuvent être des paliers lisses. L’huile peut en outre être utilisée pour lubrifier et/ou refroidir les paliers lisses, et généralement augmente en température de façon significative en utilisation aux conditions de croisière, de sorte à aider à refroidir les paliers et le réducteur 30 lorsque le flux d’huile transporte la chaleur à l’écart des paliers et du réducteur 30. L’huile peut également être utilisée pour lubrifier un ou plusieurs autres composants moteurs 33, par ex. un réducteur auxiliaire (AGB) et/ou une ou plusieurs chambres de palier. L’AGB 33, également connu sous le nom d’entraînement accessoire, lorsqu’il est présent, est un réducteur qui fait partie du moteur à turbine à gaz 10, bien qu’il ne soit pas une partie du cœur de moteur 11 et n’entraîne pas la soufflante 23. L’AGB entraîne à la place les accessoires moteur, par ex. les pompes à carburant, et manipule généralement de grandes charges. Une quantité relativement importante de chaleur peut donc être déversée dans l’huile depuis l’AGB. Une ou plusieurs chambres de palier peuvent être lubrifiées par la même huile, et peuvent de manière similaire déverser de la chaleur dans l’huile. Par unité d’huile qui s’écoule à travers eux, l’AGB et les chambres de palier peuvent ajouter plus de chaleur à l’huile que le réducteur principal 30 dans la plupart des mises en œuvre. L’écoulement d’huile peut être divisé en deux écoulements parallèles ou plus, par exemple un écoulement à travers le réducteur principal 30 et un écoulement à travers les autres composants de moteur, ou plusieurs écoulements parallèles à travers le réducteur principal 30 (par ex. par le biais de composants différents du réducteur) et des écoulements séparés à travers l’AGB et la ou chaque chambre de palier 33. À partir du réducteur de puissance 30 (et/ou d’autres composants moteurs 33 tels que l’AGB, le cas échéant), l’huile est collectée dans un carter 2008. Une pompe de récupération 2010 est conçue pour pomper de lʼhuile du carter 2008 en retour dans le réservoir dʼhuile 2002, prête à être réutilisée. La FIG. 8 illustre le système à boucle d’huile secondaire 2000’, qui est un autre système d’huile à boucle fermée 2000’. Le système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’ comprend un réservoir d’huile secondaire 2002’ adapté à contenir un volume d’huile. Dans certaines mises en œuvre, les gaz sont retirés de l’huile au sein du réservoir d’huile 2002’ par un dégazeur. Une pompe d’alimentation secondaire 2004’ est conçue pour pomper de l’huile du réservoir d’huile secondaire 2002’ vers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 qui, dans la mise en œuvre illustrée, est l’échangeur de chaleur carburant-huile IDG 1004. La température moyenne de l’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004, aux conditions de croisière, est plus élevée que la température moyenne de carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. Dans l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004, l’énergie thermique est transférée de l’écoulement d’huile vers l’écoulement du carburant. De cette manière, la température moyenne de l’écoulement d’huile sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 est plus faible que la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. De cette manière également, la température moyenne du carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 est plus élevée que la température moyenne de carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. L’écoulement d’huile est ensuite acheminé vers/en retour vers un générateur d’entraînement intégré 2006, où il lubrifie et/ou refroidit des composants mobiles et est réchauffé pendant le processus. Dans certaines mises en œuvre, l’huile peut être utilisée principalement comme liquide de refroidissement pour l’IDG 2006, et peut effectuer une lubrification minimale ou nulle. À partir du générateur d’entraînement intégré 2006, l’huile est collectée dans un carter secondaire 2008’. Une pompe de récupération secondaire 2010’ est conçue pour pomper de l’huile du carter secondaire 2008’ en retour dans le réservoir d’huile secondaire 2002’ prête à être réutilisée. Dans certaines mises en œuvre, un appareil à cycle de réfrigération peut également être fourni sur le système à boucle d’huile secondaire 2000’. Les Figures 7 et 8 illustrent chacune une voie d’écoulement en série d’huile, l’ensemble de l’écoulement d’huile passant séquentiellement à travers chaque composant (bien qu’on aura à l’esprit qu’une ou plusieurs conduites de dérivation ou de recirculation non représentées puissent être fournies pour l’huile). Dans d’autres mises en œuvre, l’écoulement d’huile peut être divisé en deux écoulements parallèles ou plus, par exemple un écoulement à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et un écoulement à travers un échangeur de chaleur air-huile 2020 (tel que décrit ci-dessous). La FIG. 9 représente schématiquement un exemple de section alternative du système d’huile à boucle fermée primaire 2000 représenté sur la FIG. 7 . Dans cette section un écoulement d’huile est pompé par la pompe d’alimentation 2004 à travers une vanne 2016. La vanne 2016 est actionnable pour diviser l’écoulement d’huile entre l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et un premier échangeur de chaleur air-huile 2020, le premier échangeur de chaleur air-huile 2020 étant agencé en parallèle de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. Le trajet d’écoulement d’huile peut être qualifié de ramification, avec l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 sur une ramification et le premier échangeur de chaleur air-huile 2020 sur l’autre ramification, dans une configuration parallèle de telle sorte que de l’huile puisse s’écouler par le biais d’une ramification ou l’autre, mais la même partie d’huile ne peut pas passer par les deux sur le même cycle – l’écoulement se divise. La vanne 2016 module l’écoulement à travers les deux échangeurs de chaleur 1006, 2020, et peut donc être décrite comme une vanne de modulation 2016. Les écoulements d’huile sont ensuite recombinés et acheminés vers le réducteur de puissance 30 et d’autres composants de moteur 33. Tout pourcentage approprié d’huile peut s’écouler à travers chacun parmi le premier échangeur de chaleur air-huile 2020 et l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. Dans certains exemples, la vanne 2016 est actionnable pour faire varier l’écoulement d’huile vers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et le premier échangeur de chaleur air-huile 2020 sur demande. Dans divers exemples, on peut fournir un échangeur de chaleur huile-huile 2030 (non représenté sur la FIG. 7 mais présent sur la FIG. 11 ), par exemple étant agencé en série avec le premier échangeur de chaleur air-huile 2020 sur cette ramification de la division parallèle. L’échangeur de chaleur huile-huile 2030 peut permettre un échange de chaleur entre les systèmes d’huile à boucle fermée primaire et secondaire 2000, 2000’. La FIG. 10 montre schématiquement un exemple d’agencement et d’interaction du premier système d’huile à boucle fermée 2000, du second système d’huile à boucle fermée 2000’ et du système de carburant 1000, avec un écoulement de carburant montré dans des lignes noires épaisses et un écoulement d’huile montré dans des lignes noires plus minces. La ligne noire épaisse striée indique un trajet de recirculation 6011 pris uniquement par une partie du carburant. La combinaison des systèmes à carburant 1000 et à huile 2000, 2000’ forme ensemble le système d’échange de chaleur 3000. Le système d’huile à boucle fermée primaire 2000 de cet exemple d’agencement est agencé comme illustré sur la FIG. 7 . Le système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’ de cet exemple d’agencement est agencé comme illustré sur la FIG. 8 . Le système de carburant 1000 de cet exemple d’agencement est agencé comme illustré sur la FIG. 5 , mais avec une vanne de recirculation supplémentaire 6010 et une conduite 6011 comme décrit ci-dessus. Une conduite de contournement 1005 peut également être présente, mais n’est pas représentée par souci de clarté. En cours d’utilisation, le carburant est pompé depuis le réservoir de carburant 50 par la pompe à carburant basse pression 1002. Le carburant s’écoule alors à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. Le système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’ est conçu de telle sorte que son écoulement de recirculation de l’huile s’écoule également à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. Dans un fonctionnement standard du moteur 10, aussi bien aux conditions de croisière qu’au ralenti, la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 est plus élevée que la température moyenne de l’écoulement de carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. L’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 est conçu de telle sorte que la chaleur est transférée de l’écoulement d’huile vers l’écoulement de carburant. De cette manière, la température moyenne de l’écoulement d’huile à la sortie de l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 est plus faible que la température moyenne de l’écoulement d’huile à l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. De la même manière, la température moyenne de l’écoulement de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 est plus élevée que la température moyenne de l’écoulement de carburant à l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. Le carburant s’écoule ensuite à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006, et en complément à travers l’appareil à cycle de réfrigération 1007. Le système d’huile à boucle fermée primaire 2000 est conçu de telle sorte que son écoulement de recirculation d’huile s’écoule également à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et l’appareil à cycle de réfrigération 1007. Dans un fonctionnement standard du moteur 10, aussi bien aux conditions de croisière qu’au ralenti, la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 est plus élevée que la température moyenne de l’écoulement de carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. L’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 est conçu de telle sorte que la chaleur est transférée de l’écoulement d’huile vers l’écoulement de carburant. De cette manière, la température moyenne de l’écoulement d’huile à la sortie de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 est plus faible que la température moyenne de l’écoulement d’huile à l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. De la même manière, la température moyenne de l’écoulement de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 est plus élevée que la température moyenne à l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. L’appareil à cycle de réfrigération 1007, lorsqu’il est actif (c’est-à-dire lorsqu’il est alimenté/mis en marche et utilisé pour déplacer activement de la chaleur de l’huile vers le carburant), peut fournir un regain supplémentaire de la température de carburant/chute de la température d’huile, éventuellement en élevant le carburant au-dessus de la température de l’huile. Après l’écoulement à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006, le carburant s’écoule vers la pompe à carburant moteur 1003, qui est située en aval des échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire 1006, 1004 dans les exemples montrés et est destinée délivrer du carburant à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10. Aux conditions de croisière, la température moyenne de l’écoulement d’huile s’écoulant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 peut être plus faible que la température moyenne de l’écoulement d’huile s’écoulant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. De cette manière, le carburant passe à travers l’échangeur de chaleur 1004 ayant une température moyenne d’écoulement d’huile plus faible d’abord, avant de passer à travers l’échangeur de chaleur 1006 ayant une température moyenne d’écoulement d’huile plus élevée. Outre les écoulements d’huile à ramification 2000, 2000’, le système d’échange de chaleur 3000 peut comprendre en outre des voies de retour de carburant à ramification, de telle sorte que du carburant est renvoyé dans le trajet principal de carburant depuis là où du carburant entre dans le moteur à turbine à gaz 10 vers la chambre de combustion 16 dans au moins deux endroits différents – par exemple en amont de, ou en aval de, la pompe du moteur principal 1003 comme le montre la FIG. 6 avec un trajet à ramification 6020 se séparant du trajet principal d’écoulement de carburant au niveau de la sortie 1006b depuis l’échangeur de chaleur primaire 1006 et rejoignant le trajet principal d’écoulement de carburant en aval de la pompe 1003. Au moins une vanne (non illustrée) peut être fournie pour réguler une division de l’écoulement de carburant depuis l’échangeur de chaleur 1006 de retour vers le trajet principal de carburant à travers le moteur 10. La vanne peut être commandée sur la base de la température de carburant – par exemple pour envoyer moins de carburant par le biais de la pompe 1003 / plus de carburant vers une position en aval de la pompe si la température de carburant est relativement élevée et plus susceptible de dégrader les joints d’étanchéité de la pompe ou d’autres composants. La régulation de l’écoulement de carburant dans les voies de retour à ramification peut être basée sur une mesure de température de carburant (par exemple, à l’aide d’un capteur de température au niveau d’un emplacement en aval de l’échangeur de chaleur et du carburant, éventuellement aussi à l’aide d’une mesure de température en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile). Un retour du carburant recirculé en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile peut permettre de réduire le transfert de chaleur de l’huile vers le carburant, ce qui permet d’amortir un dépassement transitoire qui pourrait autrement se produire au début de la phase de descente, par exemple lorsque la même quantité de chaleur est générée au sein du circuit d’huile, mais que l’écoulement de carburant est réduit, ce qui entraîne de manière générale un pic de température. L’ajustement de l’écoulement de carburant à travers ces voies à ramification peut également être utile pour réduire le givrage, en faisant recirculer le carburant qui a été préalablement chauffé pour réchauffer le système. Les voies de retour de carburant à ramification peuvent donc être utilisées de multiples façons pour améliorer la gestion thermique du moteur. La FIG. 11 montre schématiquement un exemple de configuration du système d’huile à boucle fermée primaire 2000 et du système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’ où les deux écoulements indépendants de recirculation d’huile sont amenés dans une relation d’échange de chaleur à travers un échangeur de chaleur huile-huile 2030. Les deux systèmes à boucle d’huile 2000, 2000’ ont un agencement ramifié de conduites/échangeurs de chaleur parallèles dans cet exemple. Dans l’exemple illustré sur la FIG. 11 , le système d’huile à boucle fermée primaire 2000 est configuré de telle sorte que l’écoulement de recirculation d’huile est pompé par la pompe d’alimentation 2004 à travers une vanne 2016, qui peut être dénommée vanne de modulation. La vanne 2016 est actionnable pour diviser l’écoulement d’huile de telle sorte qu’une partie de l’écoulement d’huile passe à chacun de l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et d’un premier échangeur de chaleur air-huile 2020. Dans le mode de réalisation représenté, le premier échangeur de chaleur air-huile 2020 est en série avec l’échangeur de chaleur huile-huile 2030, et l’agencement de l’échangeur de chaleur air-huile 2020 et huile-huile 2030 est en parallèle avec l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006. La vanne de modulation 2016 détermine quelle proportion de l’huile parcourt chaque ramification de l’agencement parallèle. Dans diverses mises en œuvre, une quelconque partie appropriée de l’écoulement d’huile peut être déviée entre l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et le premier échangeur de chaleur air-huile 2020. Dans des exemples, la vanne 2016 est actionnable pour dévier une partie fixe de l’écoulement dʼhuile vers chacun de lʼéchangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et du premier échangeur de chaleur air-huile 2020. Dans d’autres exemples, la vanne 2016 peut fonctionner pour dévier une partie variable de l’écoulement d’huile vers chacun parmi l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 et le premier échangeur de chaleur air-huile 2020, par exemple à l’aide de données provenant d’un capteur de température pour rétroaction pour réguler la partie variable, et/ou sur la base d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant, tel que décrit ci-dessus. La vanne 2016 peut être ajustable entre un nombre distinct de positions fixées ou ajustable en continu. Dans certaines mises en œuvre, par exemple lorsque la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 est relativement basse par comparaison avec la température opérationnelle maximale de carburant (par exemple, sur la base de la connaissance du type de carburant ou de la stabilité thermique), aucune huile ne peut être envoyée à l’échangeur de chaleur air-huile 2020, et toute l’huile peut être envoyée par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006. Après l’écoulement à travers les échangeurs de chaleur 1006, 2020, 2030, l’écoulement d’huile dans le système à boucle fermée primaire 2000 est ensuite recombiné et acheminé vers le réducteur de puissance 30 (et/ou d’autres composants moteurs 33 tels que l’AGB) puis au carter 2008. La pompe de récupération 2010 pompe alors l’huile du carter 2008 au réservoir d’huile 2002, pour réutilisation. L’écoulement d’huile au sein du système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’ est destiné à être amené dans une relation d’échange de chaleur avec l’écoulement séparé d’huile au sein du système d’huile à boucle fermée primaire 2000 à travers l’échangeur de chaleur huile-huile 2030. Dans l’échangeur de chaleur huile-huile 2030 l’écoulement d’huile au sein du système d’huile à boucle fermée primaire 2000 ne se mélange pas avec l’écoulement d’huile au sein du système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’. L’échangeur de chaleur huile-huile 2030 est conçu de telle sorte qu’un transfert de chaleur peut avoir lieu entre les deux écoulements d’huile séparés. De cette manière, la chaleur d’un écoulement plus chaud d’huile peut être transférée à l’écoulement plus froid d’huile au sein de l’échangeur de chaleur huile-huile 2030. Aucun échangeur de chaleur air-huile n’est représenté dans le système secondaire à boucle fermée 2000’ illustré, mais un échangeur de chaleur air-huile peut être fourni – par exemple en série avec l’échangeur de chaleur huile-huile 2030 ou sur une troisième ramification parallèle – dans d’autres exemples. Dans la mise en œuvre montrée sur la FIG. 11 , le système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’ est configuré de telle sorte que l’écoulement de recirculation d’huile est pompé par la pompe d’alimentation secondaire 2004’ à travers une vanne 2016’, qui peut être dénommée vanne de modulation secondaire. La vanne 2016’ est exploitable pour dévier au moins une partie de l’écoulement d’huile entre l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 et l’échangeur de chaleur huile-huile 2030, où l’échangeur de chaleur huile-huile 2030 est agencé en parallèle avec l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004. Dans d’autres mises en œuvre, le système d’huile à boucle fermée secondaire 2000’ peut ne pas avoir une configuration ramifiée. Par exemple, l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 et l’échangeur de chaleur huile-huile 2030 peuvent être agencés en série de telle sorte qu’au moins une majorité de l’huile passant par l’un passe également à travers l’autre dans un cycle donné. Dans d’autres mises en œuvre, un échangeur de chaleur air-huile 2020 peut être présent sur chaque système à boucle fermée, ou seulement sur le système à boucle fermée secondaire, et/ou aucun échangeur de chaleur huile-huile ne peut être présent. Dans des exemples, toute partie appropriée de l’écoulement d’huile peut être déviée entre l’échangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 et l’échangeur de chaleur huile-huile 2030. Dans des exemples, la vanne 2016’ est actionnable pour dévier une partie fixe de l’écoulement dʼhuile vers chacun parmi lʼéchangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 et lʼéchangeur de chaleur huile-huile 2030. Dans des exemples, la vanne 2016’ est actionnable pour dévier une partie variable de l’écoulement dʼhuile vers chacun parmi lʼéchangeur de chaleur carburant-huile d’IDG 1004 et lʼéchangeur de chaleur huile-huile 2030. La vanne 2016’ peut être ajustable entre un nombre distinct de positions fixées, ou ajustable en continu. Après l’écoulement à travers les échangeurs de chaleur 1004, 2030, l’écoulement d’huile est ensuite acheminé vers le générateur d’entraînement intégré 2006 puis vers le carter secondaire 2008’ dans l’exemple représenté sur la FIG. 8 . La pompe de récupération secondaire 2010’ pompe alors l’huile du carter secondaire 2008’ au réservoir d’huile secondaire 2002’, pour réutilisation. On aura à l’esprit que les composants de la boucle d’huile peuvent être agencés différemment et que des composants supplémentaires ou alternatifs de la boucle d’huile peuvent être présents dans d’autres mises en œuvre. Un ou plusieurs capteurs de température peuvent être fournis, par exemple destinés à détecter la température de carburant à l’approche de la pompe à carburant 1003 ou de la chambre de combustion 16. Des données provenant des un ou plusieurs capteurs, éventuellement en combinaison avec d’autres données (par exemple, des caractéristiques de carburant telles que décrites ci-dessus) peuvent être utilisées par un dispositif de commande 58 du système d’échange de chaleur 3000 pour gérer les écoulements de carburant et/ou d’huile à travers et autour des échangeurs de chaleur 1004, 1006, 2020, 2030. Le dispositif de commande 58 peut faire partie de, ou être fourni par, un EEC, ou peut être une unité séparée. La commande peut être automatisée, par exemple par un EEC. Les inventeurs étaient conscients que, dans diverses mises en œuvre, la connaissance d’une ou plusieurs caractéristiques de carburant peut être utilisée pour adapter le fonctionnement du système d’échange à chaleur 3000 de manière à améliorer les performances du moteur 10, en tirant parti de propriétés qui varient entre les carburants d’aviation. La FIG. 12 illustre un premier procédé 100 consistant à utiliser la connaissance de caractéristiques de carburant pour déterminer la commande du système d’échange de chaleur 3000. Le procédé 100 comprend la détermination 102 d’au moins une caractéristique de carburant du carburant destiné à être brûlé par la chambre de combustion 16. Cette détermination 102 peut être réalisée par l’un quelconque des procédés décrits ci-dessus, éventuellement à l’aide d’un module 57 de détermination de composition de carburant. Le moteur 10 utilisé pour mettre en œuvre le procédé 100 comprend un échangeur de chaleur air-huile 2020 et un échangeur de chaleur carburant-huile 1006, et une vanne de modulation 2016 destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur, et le procédé 100 comprend la commande 104 de la vanne de modulation sur la base de l’au moins une caractéristique de carburant de manière à ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur aux conditions de croisière. Plus précisément, pour les mises en œuvre décrites par rapport aux Figures 5 à 11 ci-dessus, le procédé 100 comprend la commande 104 de la vanne de modulation 2016 du système d’huile primaire 2000 aux conditions de croisière sur la base de l’au moins une caractéristique de carburant de manière à ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification du système à boucle d’huile primaire 2000, régulant ainsi la quantité d’huile passant à travers l’échangeur de chaleur principal carburant-huile 1006, et la quantité passant à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020. Dans des mises en œuvre avec différents agencements d’échangeurs de chaleur, par exemple un agencement en série d’échangeurs de chaleur à la place d’une division en parallèle, la vanne de modulation 2016 peut effectivement être une vanne de dérivation permettant à l’un des échangeurs de chaleur 1006, 2020 d’être contourné par une proportion régulable de l’écoulement, permettant ainsi de faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur de cette manière. Comme l’indique la ligne en pointillé sur la FIG. 12 , ce procédé 100 peut éventuellement être répété. Dans certaines mises en œuvre, par exemple dans des mises en œuvre avec un seul carburant à bord de l’aéronef 1, le procédé 100 peut n’être réalisé qu’une seule fois au cours d’un cycle de vol – par exemple lors du ravitaillement. Dans d’autres mises en œuvre, cependant, par exemple dans des mises en œuvre avec plusieurs sources de carburant, le carburant fourni à la chambre de combustion 16 peut varier dans le temps au cours d’un vol. La détermination 102 peut donc être réalisée plus d’une fois – par exemple : (i) une fois pour chaque source de carburant 50, 53 lors du ravitaillement / au début d’un vol dans des mises en œuvre avec plusieurs sources de carburant dont seule l’une ou l’autre est utilisée à un quelconque moment donné (et la connaissance de là où la source de carburant est tirée peut entraîner la sélection de la caractéristique de carburant stockée appropriée) ; ou (ii) fréquemment au cours d’un vol, par exemple en réponse à un changement de la(des) source(s) de carburant (en notant que le carburant fourni à la chambre de combustion 16 peut être un mélange de carburants provenant de différentes sources, dans certaines mises en œuvre), ou à intervalles réguliers. La vanne de modulation 2016 peut donc être destinée à dévier une partie fixe de l’écoulement d’huile vers chacun de l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006 et de l’échangeur de chaleur air-huile 2020 lors du fonctionnement du moteur 10, la partie fixe étant déterminée au démarrage du moteur 10 sur la base de l’au moins une caractéristique déterminée de carburant (option (i) ci-dessus). Alternativement, la vanne de modulation 2016 peut être destinée à dévier une partie variable de l’écoulement d’huile vers chacun de l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006 et de l’échangeur de chaleur air-huile 2020 lors du fonctionnement du moteur 10 au cours d’un seul vol (option (ii) ci-dessus). La vanne de modulation 2016 peut donc être commandée activement pour faire varier la proportion d’huile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur 1006, 2020, en particulier dans des mises en œuvre où l’aéronef 1 transporte plusieurs carburants différents dans différents réservoirs et peut changer le carburant (ou le mélange de carburants) utilisé en cours de vol. La commande active de la vanne de modulation peut être automatisée et mise en œuvre par un dispositif de commande 58 du système d’échange de chaleur 3000, qui peut être un dispositif de commande dédié ou faire partie d’un EEC plus général. Dans diverses mises en œuvre, la commande de la vanne de modulation 2016 peut être à boucle fermée ou à boucle ouverte, en fonction de la disponibilité de mesures en ligne – en particulier, une approche à boucle fermée de la commande peut être préférée lorsque des données de rétroaction (par exemple, provenant de capteurs de débit d’huile) sont disponibles. Le système à boucle d’huile 2000, qui peut également être appelé système à recirculation d’huile, peut se ramifier de telle sorte qu’une proportion de l’huile peut s’écouler le long de chaque ramification, et les échangeurs de chaleur air-huile 2020 et carburant-huile 1006 peuvent être agencés dans une configuration parallèle sur différentes ramifications du système à boucle d’huile, comme le montrent les Figures 9 et 11. La vanne de modulation 2016 de tels exemples peut être destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification, et la commande 104 de la vanne de modulation 2016 peut donc ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification aux conditions de croisière. Dans certains exemples, on peut fournir plus de deux échangeurs de chaleur et/ou plus de deux ramifications. La vanne de modulation 2016 permet donc de faire varier la quantité de chaleur transférée à partir de l’huile par les échangeurs de chaleur air-huile 2020 et carburant-huile 1006. Les inventeurs étaient conscients que des carburants ayant certaines caractéristiques de carburant peuvent accepter plus de chaleur que d’autres sans se décomposer, par exemple, en raison d’une capacité thermique plus élevée et/ou d’une stabilité thermique plus élevée, ou peuvent autrement bénéficier d’une température plus élevée (par exemple, pour l’efficacité de combustion du carburant). La commande adaptative du système d’échange de chaleur 3000 sur la base de la ou des caractéristiques de carburant déterminées permet donc une utilisation plus efficace de différents carburants, ainsi qu’un fonctionnement de moteur et un refroidissement d’huile plus efficaces. La ou les caractéristiques de carburant peuvent ne pas être les seules données prises en compte dans l’ajustement de la vanne de modulation 2016 – par exemple, la température du carburant quittant l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006 ou entrant dans la chambre de combustion 16 peut également être prise en compte, ainsi que la tolérance à la chaleur de composants du système de carburant en aval de l’échangeur de chaleur 1006 (et éventuellement également de l’appareil à cycle de réfrigération 1007, lorsqu’il est présent). En présence d’un appareil à cycle de réfrigération 1007, la vanne de modulation 2016, ou une autre vanne d’huile, peut réguler la quantité d’huile qui s’écoule à travers l’appareil à cycle de réfrigération 1007. Dans certaines mises en œuvre, toute l’huile passant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006, et éventuellement tout le carburant passant à travers cet échangeur de chaleur 1006, peut également passer à travers l’appareil à cycle de réfrigération 1007 – l’appareil à cycle de réfrigération 1007 peut toutefois ne pas être alimenté/fonctionnel pendant un peu de ce temps, et donc ne pas fournir une quelconque élévation de température. En fonction de l’adéquation de l’au moins une caractéristique déterminée de carburant, le procédé 100 peut comprendre l’utilisation de la vanne de modulation 2016 pour effectuer une ou plusieurs des opérations suivantes : envoyer toute l’huile par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006 (aucune par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile 2020) pendant une ou plusieurs périodes d’au moins 30 minutes en régime de croisière, de telle sorte qu’aucune chaleur n’est perdue dans l’environnement par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile pendant au moins certaines périodes de fonctionnement en régime de croisière ; envoyer toute l’huile par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006 (aucune par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile 2020) pendant au moins 15 % du temps total passé en régime de croisière, et éventuellement pendant au moins 20 % du temps total passé en régime de croisière ; envoyer au moins 95 % de l’huile par le biais de l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006 (pas plus de 5 % par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile 2020) pendant au moins 90 % du temps passé en régime de croisière, de sorte que très peu de chaleur, voire aucune, est perdue dans l’environnement par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile pendant au moins 90 % du fonctionnement en régime de croisière ; réguler l’écoulement d’huile de telle sorte qu’au moins 80 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière est transférée au carburant ; et/ou réguler l’écoulement d’huile de telle sorte que toute la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière est transférée au carburant pendant au moins 90 % du temps passé en régime de croisière ; et/ou réguler l’écoulement d’huile de telle sorte qu’entre 200 et 600 kJ, et éventuellement entre 200 et 500 kJ, de la chaleur de l’huile est transférée au carburant dans le système d’échange de chaleur 3000 aux conditions de croisière, par kilogramme de carburant. Dans certaines mises en œuvre, la chaleur transférée peut être dans la plage allant de 350 à 450 kJ/kg de carburant. L’adéquation de l’au moins une caractéristique déterminée de carburant peut être déterminée en comparant une ou plusieurs caractéristiques de carburant à une valeur seuil fixée pour les caractéristiques de carburant respectives. Par exemple, un carburant dont la teneur en SAF (%SAF) est au-delà de 60 %, 65 %, 70 %, 75 % ou 80 % peut être considéré comme adéquat pour une réduction de débit d’huile à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020 par comparaison avec des carburants aéronautiques traditionnels. Plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être examinées conjointement dans certaines mises en œuvre – par exemple avec un seuil plus faible pour une caractéristique de carburant lorsqu’une autre caractéristique de carburant se situe au sein d’une plage spécifique. Les caractéristiques de carburant peuvent être considérées indépendamment / isolément dans d’autres mises en œuvre. L’au moins une caractéristique de carburant peut être ou comprendre une ou plusieurs parmi une stabilité thermique, une teneur en hydrocarbures aromatiques du carburant, ou un pourcentage de carburant d’aviation durable dans le carburant, et les décisions relatives à la commande de la vanne de modulation peuvent être prises sur la base de la connaissance de cette au moins une caractéristique de carburant. Par exemple, à condition que les données de stabilité thermique indiquent que le carburant est stable en fonctionnement à des températures au-dessus de 160 °C ou 170 °C, la vanne de modulation 2016 peut être commandée 104 de telle sorte qu’au moins 80 %, et éventuellement 90 à 100 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant. À titre d’exemple supplémentaire, à condition que le pourcentage molaire d’hydrocarbures aromatiques dans le carburant soit en dessous de 12 %, et éventuellement en dessous de 10 % ou en dessous de 5 %, au moins 80 %, et éventuellement 90 à 100 %, de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant. À titre d’exemple supplémentaire, à condition que la teneur en SAF du carburant soit au-delà de 50 %, et éventuellement au-delà de 75 %, la vanne de modulation 2016 peut être commandée de telle sorte qu’au moins 80 %, et éventuellement 90 à 100 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant. À titre d’exemple supplémentaire, à condition que le pouvoir calorifique du carburant soit d’au moins 43,5 MJ/kg, au moins 80 %, et éventuellement 90 à 100 %, de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant. De manière générale, moins de chaleur peut être transférée à un carburant traditionnel si le pouvoir calorifique du carburant dépasse un seuil, car, pour les carburants à pouvoir calorifique plus élevé, le débit est généralement réduit pour atteindre le même niveau de poussée sans gaspiller de carburant – le carburant dans l’échangeur de chaleur combustible-huile 1006 peut donc subir une augmentation de température accrue en raison de son débit réduit si la quantité d’huile passant à travers l’échangeur de chaleur 1006 n’est pas réduite. Toutefois, de nouveaux carburants (par exemple les FAS), avec des stabilités thermiques plus élevées, ont également des pouvoirs calorifiques plus élevés dans de nombreux cas – l’augmentation de la température de carburant due à un débit plus faible peut donc être acceptable dans certains scénarios, et même un ajout de chaleur supplémentaire au-delà de cela peut également être possible. Cela démontre l’utilité de prendre en compte plusieurs caractéristiques de carburant conjointement dans certaines mises en œuvre, à la place d’une seule caractéristique de carburant. Une quelconque mise en œuvre peut utiliser une seule ou plusieurs caractéristiques de carburant. Un module de traitement peut être fourni, éventuellement comme faisant partie du module 57 de détermination des caractéristiques de carburant, et/ou comme faisant partie d’un moteur EEC général, pour prendre des décisions sur la commande de la vanne de modulation 2016 sur la base des données relatives aux caractéristiques du carburant, et éventuellement aussi sur d’autres données. Un moteur à turbine à gaz 10 pour un aéronef mettant en œuvre ce procédé 100 comprend un réducteur 30 qui reçoit une entrée de l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante 23, et un système à boucle d’huile 2000 destiné à fournir de l’huile au réducteur 30. Le système d’échange de chaleur 300 du moteur 10 comprend un échangeur de chaleur air-huile 2020 à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile 2000 s’écoule, et un échangeur de chaleur carburant-huile 1006 à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent, de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant. Une vanne de modulation 2016 est fournie, la vanne 2016 étant destinée à permettre de faire varier la proportion de lʼhuile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur. Dans divers exemples, y compris celui illustré sur la FIG. 9 , le système à boucle d’huile 2000 se ramifie de telle sorte qu’une proportion de l’huile peut s’écouler le long de chaque ramification et les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile 1006, 2020 sont agencés dans une configuration en parallèle, un sur chaque ramification du système à boucle d’huile 2000. La vanne de modulation 2016 est destinée à permettre de faire varier la proportion de lʼhuile envoyée par le biais de chaque ramification. Le moteur 10 comprend également un module 57 de détermination de composition de carburant, agencé pour déterminer au moins une caractéristique de carburant agencé pour être brûlé par la chambre de combustion 16. La vanne de modulation 2016 est destinée à être commandée sur la base d’au moins une caractéristique de carburant, telle que déterminée par le module 57 de détermination de composition de carburant, de manière à ajuster la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque échangeur de chaleur 1006, 2020 aux conditions de croisière. Un dispositif de commande 58 peut être fourni pour prendre et mettre en œuvre des décisions sur la base de la sortie du module 57 de détermination de composition de carburant. Dans divers exemples, y compris celui illustré sur la FIG. 11 , le système d’échange de chaleur 3000 comprend également un système à boucle d’huile secondaire 2000’ tel que décrit ci-dessus, et un échangeur de chaleur huile-huile 2030 destiné à permettre à de la chaleur d’être échangée d’une huile à l’autre dans les deux systèmes d’huile 2000, 2000’. La vanne de modulation 2016, ou une vanne supplémentaire, peut commander un écoulement d’huile depuis le système à boucle d’huile primaire 2000 vers l’échangeur de chaleur huile-huile 2030. Le système à boucle d’huile secondaire 2000’ peut également avoir une vanne pour réguler l’écoulement d’huile vers l’échangeur de chaleur huile-huile 2030. Dans l’exemple illustré sur la FIG. 11 , chaque système d’huile 2000, 2000’ a un total de deux ramifications parallèles, et l’échangeur de chaleur huile-huile 2030 se trouve sur la même ramification que l’échangeur de chaleur air-huile 2020 du système d’huile primaire 2000. Les systèmes d’échange de chaleur 3000 de divers exemples comprennent au moins une conduite de dérivation destinée à permettre à du carburant (ou de l’huile) de contourner un ou plusieurs échangeurs de chaleur. Une conduite de dérivation peut effectivement former une ramification supplémentaire dans un système d’huile à ramification parallèle, dans certaines mises en œuvre – la vanne de modulation 2016, ou une autre vanne d’huile, peut être destinée à ajuster la quantité d’huile envoyée à travers la ou chaque conduite de dérivation pour l’huile, sur la base des une ou plusieurs caractéristiques déterminées de carburant, et éventuellement sur une ou plusieurs mesures de température. La FIG. 13 illustre un second procédé 200 consistant à utiliser la connaissance de caractéristiques de carburant pour déterminer la commande du système d’échange de chaleur 3000. Le procédé 200 comprend la détermination 202 d’au moins une caractéristique de carburant destiné à être fourni à, et brûlé par, la chambre de combustion 16. Cette détermination 202 peut être réalisée par l’un quelconque des procédés décrits ci-dessus, éventuellement à l’aide d’un module 57 de détermination de composition de carburant. Les détails de cette étape de détermination 202 peuvent être identiques à ceux de la détermination 102 décrite pour le procédé 100 illustré sur la FIG. 12 . Le procédé de la FIG. 13 comprend en outre la modulation 204 du système d’échange de chaleur 3000 de manière à ajuster la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 en régime de croisière à un niveau fixé, ce niveau étant basé sur l’au moins une caractéristique déterminée de carburant. La modulation 204 du système d’échange de chaleur 3000 peut comprendre l’un quelconque ou plusieurs parmi : l’ajustement d’une quelconque vanne d’huile ou de carburant appropriée, par exemple la vanne de modulation 2016, pour modifier la proportion d’huile ou de carburant envoyée par le biais d’un échangeur de chaleur particulier, ou par le biais d’un appareil à cycle de réfrigération 1007, lorsqu’il est présent ; l’ajustement d’une vanne de modulation 2016 – lorsqu’elle est présente – pour modifier la proportion d’huile envoyée par le biais d’une ou plusieurs ramifications d’un système d’huile 2000 ; l’ajustement d’une vanne de dérivation – lorsqu’elle est présente – de manière à ajuster la proportion d’un fluide (par exemple, de l’huile ou du carburant) qui contourne un échangeur de chaleur particulier ou un ensemble particulier d’échangeurs de chaleur ; l’ajustement d’une vanne de recirculation 6010 – lorsqu’elle est présente – de manière à ajuster la proportion d’un fluide (par exemple, de l’huile ou du carburant) qui est renvoyée à un point antérieur de son trajet, passant ainsi plusieurs fois à travers un ou plusieurs composants (comprenant généralement un échangeur de chaleur particulier, ou un ensemble particulier d’échangeurs de chaleur) ; l’activation, la désactivation ou autrement l’ajustement de l’utilisation d’un appareil à cycle de réfrigération 1007 – lorsqu’il est présent – de manière à fournir un regain régulé au chauffage d’un fluide / au refroidissement d’un autre fluide ; l’ajustement d’une vitesse de pompage d’une pompe à huile du système d’huile 2010, 2010’ ; la fermeture d’une ou plusieurs ramifications de l’écoulement d’huile dans un système à huile 2000, 2000’, lorsque le ou chaque système d’huile a des passages d’huile à ramification ; et/ou le réglage d’une vanne pour réguler l’écoulement d’air vers un échangeur de chaleur air-huile 2020, lorsqu’il est présent, ou autrement la modification de l’écoulement d’air à travers cet échangeur de chaleur 2020. Comme l’indique la ligne en pointillés sur la FIG. 13 , ce procédé 200 peut éventuellement être répété de multiples fois au cours d’un vol / pendant le fonctionnement du moteur 10, comme décrit ci-dessus par rapport au procédé de la FIG. 12 . La détermination 202 et la modulation 204 ultérieure peuvent donc toutes deux être réalisées pendant la croisière dans certaines mises en œuvre. La ou les caractéristiques de carburant peuvent ne pas être les seules données prises en compte dans la modulation du système d’échange de chaleur 3000 – par exemple, la température de l’environnement / de l’air ambiant disponible pour une utilisation dans l’échangeur de chaleur air-huile 2020 (lorsqu’il est présent) peut être prise en compte (à l’aide éventuellement de l’altitude – éventuellement conjointement avec la région géographique – comme référence pour la température), de même que les débits de carburant et les températures de carburant. Dans certaines mises en œuvre, l’étape de modulation 204 du système d’échange de chaleur 3000 de manière à réguler la température de carburant comprend la régulation de l’écoulement d’huile à travers l’au moins un échangeur de chaleur carburant-huile 1006 de telle sorte qu’entre 50 % et 100 % de la chaleur perdue par l’huile est transférée au carburant, et éventuellement de telle sorte qu’entre 80 % et 100 %, ou entre 90 % et 100 %, de la chaleur perdue par l’huile est transférée au carburant. La caractéristique déterminée de carburant peut être ou comprendre une stabilité thermique du carburant ; dans de telles mises en œuvre, le système d’échange thermique 3000 peut être modulé de telle sorte que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 en régime de croisière augmente, éventuellement de manière linéaire, avec l’augmentation de la stabilité thermique. La stabilité thermique est la température à laquelle le carburant commence à se dégrader et à former des dépôts susceptibles de provoquer des blocages et des dysfonctionnements des composants – on aura à l’esprit qu’il ne s’agit généralement pas d’une dégradation instantanée lorsqu’une température donnée est atteinte ; les carburants d’aviation comprennent divers composants qui sont passibles de se dégrader à différentes températures, et le temps passé à haute température est également un facteur de dégradation de carburant. Un carburant peut être considéré comme stable à une température donnée si son taux de dégradation est en-dessous d’un certain seuil à cette température. Dans des mises en œuvre alternatives ou supplémentaires, la caractéristique déterminée de carburant peut être ou comprendre la présence d’une espèce de traceur dans le carburant. Dans de telles mises en œuvre, le système d’échange de chaleur 3000 peut être modulé de telle sorte que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion en régime de croisière est fixée à un niveau prédéfini correspondant à l’espèce de traceur. Éventuellement, la quantité de l’espèce de traceur détectée peut indiquer si le carburant est un mélange d’un carburant d’aviation marqué (c’est-à-dire un carburant auquel une espèce de traceur a été ajoutée) avec un autre carburant, ou s’il s’agit uniquement d’un carburant d’aviation marqué. Dans des mises en œuvre alternatives ou supplémentaires, la caractéristique déterminée de carburant peut être ou comprendre le pourcentage de SAF dans le carburant (%SAF). Dans de telles mises en œuvre, le système d’échange de chaleur 3000 peut être modulé de telle sorte que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 en régime de croisière augmente avec l’augmentation du %SAF une fois que le %SAF dépasse 60 %, ou éventuellement une fois que le %SAF dépasse 70 %, 75 % ou 80 %. Lorsque le %SAF est plus faible, aucune modulation basée sur la teneur en SAF ne peut être réalisée dans certaines mises en œuvre, mais la modulation 204 basée sur une ou plusieurs autres caractéristiques peut l’être – on aura donc à l’esprit que de multiples caractéristiques différentes de carburant peuvent être prises en compte conjointement (dans d’autres mises en œuvre, la modulation basée sur la teneur en SAF peut être effectuée lorsque le %SAF est plus faible). Une quelconque mise en œuvre peut utiliser une seule ou plusieurs caractéristiques de carburant. Un module de traitement peut être fourni, éventuellement comme faisant partie du module 57 de détermination des caractéristiques de carburant, et/ou comme faisant partie d’un moteur EEC général, pour prendre des décisions sur la modulation du système d’échange de chaleur 204 sur la base des données relatives aux caractéristiques de carburant, et éventuellement aussi d’autres données. Un moteur à turbine à gaz 10 pour un aéronef mettant en œuvre ce procédé 200 ne comprend pas nécessairement un réducteur 30 qui reçoit une entrée de l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante 23 – c’est-à-dire que le procédé 200 peut être utilisé à la fois avec des moteurs à engrenages 10 et des moteurs à entraînement direct. Le procédé 200 peut donc être appliqué à une large gamme de moteurs d’avion, à condition qu’ils comprennent une chambre de combustion 16, un système d’huile 2000 destiné à faire circuler de l’huile et un système d’échange de chaleur 3000 comprenant au moins un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à transférer de la chaleur de l’huile au carburant. Un module 57 de détermination de composition de carburant, destiné à déterminer au moins une caractéristique de carburant du carburant destiné à être brûlé par la chambre de combustion 16, est également fourni – soit en tant qu’unité autonome, soit en tant que partie d’un EEC ou d’un autre système de commande de moteur. Le module 57 de détermination de composition de carburant peut comprendre, ou être en communication avec, un module de traitement destiné à prendre des décisions sur la base des une ou plusieurs caractéristiques déterminées de carburant, et éventuellement aussi d’autres données. Dans certaines mises en œuvre, le système d’échange de chaleur 3000 comprend des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division de l’écoulement de carburant. Les voies à ramification peuvent être destinées à renvoyer le carburant depuis le système d’échange de chaleur 3000 – et en particulier le carburant quittant l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 ou secondaire 1004 – à au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant, depuis là où le carburant entre dans la turbine à gaz 10 vers la chambre de combustion 16, tel que décrit ci-dessus. Par exemple, l’écoulement de carburant quittant l’échangeur de chaleur 1004, 1006 peut être divisé en deux, avec un trajet prenant généralement la majorité du carburant (et qui est donc appelée voie principale d’écoulement de carburant) et l’autre trajet détournant une partie du carburant quittant l’échangeur de chaleur 1004, 1006 de telle sorte que la partie détournée de carburant contourne un ou plusieurs composants de trajet principal d’écoulement de carburant (par exemple une pompe) et rejoint l’écoulement principal vers la chambre de combustion 16 en aval de ces un ou plusieurs composants de trajet principal d’écoulement de carburant. La vanne peut commander et ajuster la proportion envoyée par le biais de chaque ramification. Plus de deux ramifications peuvent être fournies dans certaines mises en œuvre. Les inventeurs étaient également conscients que l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durable, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que des paramètres de transfert de chaleur en fonctionnement peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, certains carburants peuvent être chauffés à des températures plus élevées dans un ou plusieurs échangeurs de chaleur carburant-huile que les carburants traditionnels, sans augmenter significativement la cokéfaction. Cela peut permettre un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant est en mesure d’absorber plus de chaleur) et peut également améliorer le rendement thermique global du moteur, avec moins de chaleur perdue dans l’environnement. Le système d’échange de chaleur commandable 3000 a un rôle clé à jouer dans la gestion du rapport de transfert de chaleur. En outre, bien que les conditions de croisière représentent généralement une proportion beaucoup plus importante du temps de fonctionnement d’un moteur d’aéronef, les inventeurs étaient conscients que le fonctionnement au ralenti est également important – étant donné que le débit massique de carburant est beaucoup plus faible au ralenti qu’en croisière, même une charge thermique relativement basse sur le carburant peut entraîner une forte augmentation de la température – l’utilisation de carburants non traditionnels peut donc avoir un effet encore plus grand sur les approches optimales de la gestion de la chaleur dans des conditions de ralenti. Les procédés 300, 400 des Figures 14 et 15 répondent à ces deux scénarios de fonctionnement d’aéronef. La FIG. 14 illustre un procédé 300 mettant en œuvre ces considérations aux conditions de croisière, et la FIG. 15 illustre un procédé 400 mettant en œuvre ces considérations au ralenti, par exemple, lors du démarrage de l’aéronef, de son fonctionnement à l’arrêt pendant l’embarquement, et du roulage (vers une piste ou un hangar, ou entre d’autres emplacements au sol), ou à certaines périodes du vol (par exemple, la descente). En examinant tout d’abord le procédé 300 à réaliser en régime de croisière, le procédé 300 est destiné à être réalisé dans un moteur à turbine à gaz à engrenages 10 comprenant un système à boucle d’huile 2000 destiné à fournir de l’huile au réducteur 30 ; et un système d’échange de chaleur 3000 comprenant un échangeur de chaleur air-huile 2020 à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile 1006 à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant. Le système à boucle d’huile 2000 se ramifie, comme le montrent les figures 9 et 11 de telle sorte qu’une proportion de l’huile peut s’écouler le long de chaque ramification, les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile 1006, 2020 étant agencés dans une configuration en parallèle sur différentes ramifications du système à boucle d’huile. Une vanne de modulation 2016 est également fournie pour réguler la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification du système à boucle d’huile 2000. Le procédé 300 comprend la commande 302 du système d’échange de chaleur 3000 de telle sorte que, dans des conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0 à 0,67, et éventuellement de 0 à 0,60, de 0 à 0,50, de 0 à 0,40, de 0 à 0,30, de 0 à 0,20, ou de 0 à 0,10. Un dispositif de commande 58 peut être fourni pour mettre en œuvre cette commande. On aura à l’esprit que même pour un moteur 10 spécifique fonctionnant avec un carburant fixé, il est habituel d’avoir une plage de valeurs pour ce rapport en régime de croisière en raison de conditions variables – par exemple, une limite supérieure de la plage peut s’appliquer par temps froid (conditions ISA-30) à basse altitude (régime de croisière : 35 000 pieds), avec une faible génération de chaleur dans le système d’huile, et une limite inférieure peut s’appliquer par temps chaud (conditions ISA+40) à haute altitude (croisière : 39 000 pieds), avec une forte génération de chaleur dans le système d’huile. Le procédé 300 peut comprendre en outre la réception de données 304 pour permettre de calculer ou de déduire le rapport de transfert de chaleur, par exemple, des données de température (de l’huile et/ou du carburant, en un ou plusieurs points autour d’un système à boucle d’huile 2000, 2000’ ou d’une voie d’écoulement de carburant, et/ou éventuellement une température de réservoir de carburant ou une température de réservoir d’huile), et des données de débit de carburant. Ces données peuvent être reçues 304 par un dispositif de commande 58 et utilisées 306 pour ajuster la modulation 302 du système d’échange de chaleur 3000 en régime de croisière, de manière à maintenir le rapport de transfert de chaleur à un niveau souhaité ou dans des limites souhaitées. Cette vérification et cet ajustement/cette correction 306 peuvent être effectués à intervalles réguliers ou en réponse à des stimuli prédéterminés (par exemple, un changement de température ou de débit, ou un changement de fonctionnement du moteur ou d’altitude). Ces étapes 304, 306 peuvent alternativement être considérées comme faisant partie de la commande 302 du système d’échange de chaleur 3000. Le procédé 300 peut également être destiné à utiliser d’autres informations, par exemple des données de température (de l’huile, du carburant et/ou de la température ambiante d’un environnement autour de l’aéronef 1), des données de débit (de l’huile et/ou du carburant) et/ou une ou plusieurs caractéristiques de carburant, afin de déterminer 306 les mesures de commande à prendre. L’étape de commande 302 du système d’échange de chaleur 3000 peut comprendre l’un quelconque, ou une quelconque combinaison, des exemples fournis pour l’étape de modulation 204 du procédé 200 de la FIG. 13 , par exemple, en diminuant la quantité d’huile envoyée par le biais de l’au moins un échangeur de chaleur air-huile 2020 lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop élevé, ou en ajustant la proportion d’huile et/ou de carburant envoyée par le biais d’une conduite de dérivation 1005 ou une conduite de recirculation 6011 respective. Dans des mises en œuvre où le moteur 10 comprend un appareil à cycle de réfrigération 1007, l’étape de commande 302 du système d’échange de chaleur 3000 peut comprendre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération 1007 pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant au-delà de celle transférée lors du passage à travers le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile 1006, dans certains cas de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. Dans de telles mises en œuvre, on peut obtenir une valeur plus faible pour le rapport de transfert de chaleur que dans des mises en œuvre sans appareil à cycle de réfrigération 1007 – par exemple, le rapport de transfert de chaleur en régime de croisière peut être inférieur ou égal à 0,40 et éventuellement inférieur ou égal à 0,38, et éventuellement inférieur ou égal à 0,10 ou 0,05. Dans des mises en œuvre où il n’y a pas d’appareil à cycle de réfrigération 1007, ou lorsqu’un tel appareil est présent mais n’est pas utilisé, une valeur plus élevée du rapport de transfert de chaleur en régime de croisière peut être maintenue, par exemple supérieure à 0,38, et éventuellement supérieure à 0,40 ou 0,50. La température de carburant lorsqu’il atteint la chambre de combustion 16 peut également être prise en compte. Le procédé 300 peut comprendre la commande 302 du système d’échange de chaleur 3000 dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,2, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 soit d’au moins 160 °C, ou dans la plage allant de 0 à 0,1 à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 soit d’au moins 180 °C. Un ou plusieurs capteurs de température peuvent donc être utilisés, et leur(s) sortie(s) peut(peuvent) être prise(s) en compte lors du réglage de la commande 302 du système d’échange de chaleur 3000. Le procédé 300 peut également prendre en compte la nature du carburant – par exemple, si le carburant est ou comprend un carburant d’aviation durable (SAF). Par exemple, le rapport de transfert de chaleur en régime de croisière peut être maintenu dans la plage allant de 0 à 0,2 à condition que le carburant soit au moins à 70 % du SAF, ou de 0 à 0,1 à condition que le carburant soit au moins à 80 % du SAF. Une ou plusieurs caractéristiques de carburant – éventuellement déterminées par un module 57 de détermination des caractéristiques de carburant tel que décrit ci-dessus – peuvent donc également être utilisées ; les informations peuvent être prises en compte lors du réglage de la commande 302 du système d’échange de chaleur 3000. Le taux de transfert de chaleur d’huile à air en régime de croisière (mesuré en kJ par kilogramme d’écoulement de carburant atteignant la chambre de combustion 16) peut être dans la plage allant de 0 à 240 kJ/kg, et éventuellement de 0 à 120 kJ/kg. Dans certaines mises en œuvre, pas plus de 20 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière peut être transférée à l’air et le taux de transfert de chaleur d’huile à air peut être maintenu dans la plage allant de 0 à 100 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière. Le taux de transfert de chaleur d’huile à carburant en régime de croisière (mesuré en kJ par kilogramme d’écoulement de carburant atteignant la chambre de combustion 16) peut être dans la plage allant de 85 à 350 kJ/kg, et éventuellement de 85 à 170 kJ/kg. Dans certains cas, au moins 80 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière peut être transférée au carburant et le taux de transfert de chaleur d’huile à carburant peut être maintenu dans la plage allant de 110 à 240 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière. Dans certaines mises en œuvre, le système d’échange de chaleur 3000 comprend en outre des voies de retour de carburant à ramification 6020 et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant, les voies à ramification étant destinées à renvoyer du carburant du système d’échange de chaleur 3000 à au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant, depuis l’entrée du carburant dans le moteur à turbine à gaz 10 vers la chambre de combustion 16. La vanne peut être commandée sur la base de la rétroaction d’un ou plusieurs capteurs de température et/ou sur la base des caractéristiques de carburant. Le procédé 300 peut comprendre l’ajustement de l’écoulement de carburant le long de chaque ramification sur la base du rapport de transfert de chaleur et/ou de la température de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur 1004, 1006. Les pourcentages de la chaleur totale transférée depuis l’huile dans le système d’échange de chaleur 3000 qui sont transférés au carburant (au lieu d’être transférés à l’air/à l’environnement) aux conditions de croisière pour un moteur à engrenages 10 particulier sont représentés en fonction de la température limite de carburant à la FIG. 19 . La limite de température de carburant est la température la plus élevée jugée sûre pour le fonctionnement de l’aéronef pour ce carburant et ce moteur 10, et peut dépendre des caractéristiques de carburant, telles que la stabilité thermique, ainsi que de la tolérance à la chaleur de composants de moteur. Le graphique 3 représente une limite inférieure 4 (ligne pointillée noire) et une limite supérieure 5 (ligne pointillée noire) pour le % de chaleur transféré au carburant – les limites supérieure et inférieure 4, 5 tiennent compte des différents écoulements de carburant en croisière (qui dépendent entre autres de l’altitude, de la puissance nominale, etc.), de la variabilité de la génération de chaleur de moteur, de la température de carburant d’aéronef, de la température atmosphérique et d’autres variables. D’une manière générale, pour l’exemple de moteur 10 pour lequel ces données sont fournies, pour un carburant avec une limite de température de 120 °C, la limite inférieure peut être de 20 % de la chaleur transférée au carburant, avec une limite supérieure de toute la chaleur perdue par l’huile étant transférée au carburant (100 %). Le graphique 3 représente également une ligne 6 (ligne continue grise) pour un transfert de chaleur typique au carburant avec une limite de température de carburant. Une valeur typique de % de chaleur transférée au carburant pour un carburant avec une limite de température de 120 °C peut être de 60 % ; cette valeur peut être portée à 100 % pour les limites de température de carburant de 170 °C et plus. Si la limite de température de carburant est égale ou supérieure à 260 °C, toute la chaleur peut être transférée au carburant en croisière pendant toute la durée de la croisière, sans nul besoin de refroidissement à l’air, ce qui donne un rapport de transfert de chaleur de zéro. Passons maintenant au procédé 400 à réaliser au ralenti, le procédé 400 est encore destiné à être réalisé dans un moteur à turbine à gaz à engrenages 10 comprenant un système à boucle d’huile 2000 destiné à fournir de l’huile au réducteur 30 ; et un système d’échange de chaleur 3000 comprenant un échangeur de chaleur air-huile 2020 à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile 1006 à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant. Le système à boucle d’huile 2000 se ramifie, comme le montrent les figures 9 et 11 de telle sorte qu’une proportion de l’huile peut s’écouler le long de chaque ramification, les échangeurs de chaleur air-huile et carburant-huile 1006, 2020 étant agencés dans une configuration en parallèle sur différentes ramifications du système à boucle d’huile. Une vanne de modulation 2016 est encore fournie pour réguler la proportion de l’huile envoyée par le biais de chaque ramification du système à boucle d’huile 2000. Le procédé 400 comprend la commande 402 du système d’échange de chaleur 3000 de telle sorte que, lorsque l’aéronef 1 fonctionne aux conditions de ralenti, un rapport de transfert thermique de : est dans la plage allant de 0,67 à 5,67. Le rapport peut donc être plus élevé au ralenti qu’en régime de croisière. Le rapport peut être plus élevé au ralenti au sol qu’au ralenti en vol. Éventuellement, le procédé 400 peut comprendre le maintien du rapport de transfert de chaleur dans des conditions de ralenti inférieures à 5,50, 5,0, 4,5, 4,0, 3,5 ou 3,0. Éventuellement, le procédé 400 peut comprendre le maintien du rapport de transfert de chaleur dans des conditions de ralenti au-dessus de 4,0, 4,5 ou 5,0 dans des conditions de ralenti au sol. Le procédé 400 peut comprendre en outre la réception de données 404 pour permettre de calculer ou de déduire le rapport de transfert de chaleur, par exemple, des données de température (de l’huile et/ou du carburant, en un ou plusieurs points autour d’un système à boucle d’huile 2000, 2000’ ou d’une voie d’écoulement de carburant, et/ou éventuellement une température de réservoir de carburant ou une température de réservoir d’huile), et des données de débit de carburant. Ces données peuvent être reçues 404 par un dispositif de commande 58 et utilisées 406 pour ajuster la modulation 302 du système d’échange de chaleur 3000 au ralenti, de manière à maintenir le rapport de transfert de chaleur à un niveau souhaité ou dans des limites souhaitées. Cette vérification et cet ajustement/cette correction 406 peuvent être réalisés à intervalles réguliers ou en réponse à des stimuli prédéterminés (par exemple, un changement de température ou de débit de carburant ou d’huile, ou un changement de fonctionnement d’aéronef, tel que le début du roulage). Ces étapes 404, 406 peuvent alternativement être considérées comme faisant partie de la commande 402 du système d’échange de chaleur 3000. Le procédé 400 peut également être destiné à utiliser d’autres informations, par exemple des données de température (de l’huile, du carburant et/ou de la température ambiante d’un environnement autour de l’aéronef 1), des données de débit (de l’huile et/ou du carburant) et/ou une ou plusieurs caractéristiques de carburant, afin de déterminer 406 les mesures de commande à prendre. L’étape de commande 402 du système d’échange de chaleur 3000 peut comprendre l’un quelconque, ou une quelconque combinaison, des exemples fournis pour l’étape de modulation 204 du procédé 200 de la FIG. 13 , par exemple, en augmentant la quantité d’huile envoyée par le biais de l’au moins un échangeur de chaleur air-huile 2020 lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop élevé, ou en ajustant la proportion d’huile et/ou de carburant envoyée par le biais d’une conduite de dérivation 1005 ou une conduite de recirculation 6011 respective. Dans des mises en œuvre où le moteur 10 comprend un appareil à cycle de réfrigération 1007, l’étape de commande 402 du système d’échange de chaleur 3000 au ralenti peut comprendre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération 1007 pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant au-delà de celle transférée lors du passage à travers le ou les échangeurs de chaleur carburant-huile 1006, dans certains cas de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. Dans de telles mises en œuvre, on peut obtenir une valeur plus faible pour le rapport de transfert de chaleur que dans des mises en œuvre sans appareil à cycle de réfrigération 1007 – par exemple, le rapport de transfert de chaleur au ralenti peut être inférieur ou égal à 4 et éventuellement inférieur ou égal à 4,0, 3,5, 3,0, 2,5, 2,0, 1,5 ou 1,0, et éventuellement inférieur ou égal à 0,10 ou 0,05. Dans des mises en œuvre où il n’y a pas d’appareil à cycle de réfrigération 1007, ou lorsqu’un tel appareil est présent mais n’est pas utilisé, une valeur plus élevée du rapport de transfert de chaleur peut être maintenue, par exemple supérieure à 3,37, et éventuellement supérieure à 3,4, 3,5, 4,0, 4,5, 5,0 ou 5,5. La température de carburant lorsqu’il atteint la chambre de combustion 16 peut également être prise en compte. Le procédé 400 peut comprendre la commande 402 du système d’échange de chaleur 3000 pendant des fonctionnements au ralenti de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 2,33 à 5,67 à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 soit inférieure à 200 °C, ou dans la plage allant de 0,67 à 4, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 soit égale ou supérieure à 200 °C, ou dans la plage allant de 0,67 à 2,67 lorsque la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 est égale ou supérieure à 250 °C, ou de 0,67 à 1,22 lorsque la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 est égale ou supérieure à 280 °C. Un ou plusieurs capteurs de température peuvent donc être utilisés, et leur(s) sortie(s) peut(peuvent) être prise(s) en compte lors du réglage de la commande 302 du système d’échange de chaleur 3000. Le procédé 400 peut, en complément ou alternativement, prendre en compte la nature du carburant – par exemple, si le carburant est ou comprend un carburant d’aviation durable (SAF). Par exemple, le rapport de transfert de chaleur au ralenti peut être maintenu dans la plage allant de 0,67 à 3,67, à condition que le carburant soit au moins à 60 % ou 70 % du carburant d’aviation durable, ou de 0,67 à 2,67, à condition que le carburant soit au moins à 75 %, 80 % ou 85 % du carburant d’aviation durable. Une ou plusieurs caractéristiques de carburant – éventuellement déterminées par un module 57 de détermination des caractéristiques de carburant tel que décrit ci-dessus – peuvent donc également être utilisées ; les informations peuvent être prises en compte lors du réglage de la commande 402 du système d’échange de chaleur 3000. Le taux de transfert de chaleur d’huile à air au ralenti (mesuré en kJ par kilogramme d’écoulement de carburant atteignant la chambre de combustion 16) peut être dans la plage allant de 380 à 1 430/kg, et éventuellement dans la plage allant de 380 à 1 270 kJ/kg, ou de 500 à 1 080 kJ/kg. Dans certaines mises en œuvre, pas plus de 80 % de la chaleur transférée depuis l’huile au ralenti peut être transférée à l’air et le taux de transfert de chaleur d’huile à air peut être maintenu dans la plage allant de 630 à 1430 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de ralenti. Au ralenti, un plus grand % de rejet de chaleur dans l’air est généralement utilisé qu’en régime de croisière et dans d’autres conditions de puissance de moteur plus élevée. Le taux de transfert de chaleur d’huile à carburant au ralenti (mesuré en kJ par kilogramme d’écoulement de carburant atteignant la chambre de combustion 16) peut être dans la plage allant de 0 à 1 270 kJ/kg, et éventuellement de 190 à 760 kJ/kg. Dans certains cas, au moins 20 % de la chaleur transférée depuis l’huile au ralenti peut être transférée au carburant et le taux de transfert de chaleur d’huile à carburant peut être maintenu dans la plage allant de 150 à 360 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de ralenti. Comme pour le procédé 300 décrit à la FIG. 14 , dans certaines mises en œuvre, le système d’échange de chaleur 3000 comprend en outre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant, les voies à ramification étant destinées à renvoyer du carburant du système d’échange de chaleur 3000 à au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant, depuis l’entrée du carburant dans le moteur à turbine à gaz 10 vers la chambre de combustion 16. La vanne peut être commandée sur la base de la rétroaction d’un ou plusieurs capteurs de température et/ou sur la base des caractéristiques de carburant. Le procédé 400 peut comprendre l’ajustement de l’écoulement de carburant le long de chaque ramification sur la base du rapport de transfert de chaleur et/ou de la température de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur 1004, 1006. La FIG. 16 illustre un système de recirculation d’huile comprenant deux boucles 2000, 2000’ mais sans échangeurs de chaleur agencés sur des ramifications parallèles, comme illustré sur la FIG. 11 . Au lieu de cela, chaque boucle d’huile 2000, 2000’ fournit une série de voies principales d’écoulement d’huile à travers tous les échangeurs de chaleur de cette boucle. Pour ajuster l’écoulement d’huile à travers les échangeurs de chaleur, une ou plusieurs conduites de dérivation 2005, 2005’, 2005a sont fournies au lieu des voies de dérivation vers différents échangeurs de chaleur. On aura à l’esprit que si une conduite de dérivation fournit techniquement un trajet d’écoulement parallèle alternatif, un trajet de ramification tel que décrit ici en référence à des écoulements parallèles est différent en ce que chaque route de ramification de l’agencement parallèle comprend un échangeur de chaleur, alors que la conduite de dérivation est simplement une conduite sans échangeur de chaleur (significatif) ou autre composant sur celle-ci. On aura à l’esprit qu’une combinaison (i) d’agencements parallèles d’échangeurs de chaleur et (ii) de conduites de dérivation peut être utilisée dans certaines mises en œuvre, et que les Figures 11 (les deux boucles ont des ramifications parallèles, pas de conduites de dérivation) et 16 (tous les échangeurs de chaleur en parallèle, plusieurs conduites de dérivation) peuvent être considérées comme illustrant les deux extrémités différentes d’un spectre de conception. Dans l’exemple illustré sur la FIG. 16 , l’écoulement de carburant est représenté par une ligne noire épaisse afin de fournir un contexte pour l’interaction entre les systèmes de carburant et d’huile. Le système à boucle d’huile primaire 2000 illustré sur la FIG. 16 fournit des voies d’écoulement d’huile en série à partir d’un réservoir 2002, à travers une pompe à huile 2004, puis à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et ensuite l’échangeur de chaleur air-huile 2020, avant d’entrer dans le réducteur 30 (et éventuellement d’autres composants à refroidir et à lubrifier), puis d’être collectée dans un carter 2008 et ensuite pompée à nouveau dans le réservoir 2002 par la pompe à huile 2010. Les deux échangeurs de chaleur 1006, 2020 sont donc dans un agencement en série. L’ordre des deux échangeurs de chaleur 1006, 2020 peut être inversé de telle sorte que l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006 se trouve après l’échangeur de chaleur air-huile 2020 dans des mises en œuvre alternatives. Le système à boucle d’huile primaire 2000 illustré à la FIG. 16 comprend deux conduites de dérivation d’huile 2005, 2005a. La première conduite de dérivation 2005 est destinée à permettre à une partie de l’huile de contourner l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006 et est commandée par une première vanne de dérivation 2007. La première conduite de dérivation 2005 prélève de l’huile en amont de l’entrée de l’échangeur de chaleur primaire 1006 et la renvoie dans la voie principale d’écoulement d’huile en aval de l’échangeur de chaleur primaire 1006 et avant l’échangeur de chaleur air-huile 2020. La seconde conduite de dérivation 2005a est destinée à permettre à une partie de l’huile de contourner l’échangeur de chaleur air-huile 2020 et est commandée par une seconde vanne de dérivation 2007a. La seconde conduite de dérivation 2005a prélève l’huile en amont de l’entrée de l’échangeur de chaleur air-huile 2020 et la renvoie dans la voie principale d’écoulement d’huile en aval de l’échangeur de chaleur air-huile 2020, avant que le trajet n’atteigne le réducteur 30 (et éventuellement d’autres composants à refroidir et à lubrifier). Dans des mises en œuvre du système à boucle d’huile primaire 2000 avec une seule conduite de dérivation d’huile 2005a, la position choisie peut être celle de la seconde conduite de dérivation 2005a, de telle sorte qu’il y a une dérivation pour l’échangeur de chaleur air-huile 2020 et non pour l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006. Cela peut faciliter le transfert de la plus grande quantité possible en toute sécurité de chaleur de l’huile vers le carburant, et le maintien de l’efficacité thermique du moteur à un niveau élevé en réduisant la perte de chaleur dans l’environnement. La présence d’une conduite de dérivation 2005 sur l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006 peut faciliter un ajustement rapide du rapport de transfert de chaleur s’il y a un risque qu’il chute plus bas que souhaité (par exemple, en fonction de caractéristiques déterminées de carburant, une limite inférieure pour le rapport significativement au-dessus de zéro peut être fixée). Les limites de température fixées peuvent être strictes pour certains carburants, en fonction de leurs caractéristiques. La présence d’une conduite de dérivation 2005, 2005a sur les deux échangeurs de chaleur 1006, 2020 peut empêcher l’huile de devenir trop froide dans certaines conditions, pour éviter un risque de congélation excessive de l’huile – on aura à l’esprit que cela peut être plus préoccupant au démarrage ou au ralenti au sol par temps froid qu’en régime de croisière. Le système à boucle d’huile secondaire 2000’ illustré à la FIG. 16 comprend un seul échangeur de chaleur 1004, qui est l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire, et une seule conduite de dérivation 2005’ destinée à permettre à une partie de l’huile de contourner cet échangeur de chaleur 1004. Dans d’autres mises en œuvre, aucune conduite de dérivation ne peut être fournie sur le système à boucle d’huile secondaire 2000’, ou plus d’un échangeur de chaleur peut être présent (par exemple, un échangeur de chaleur air-huile ou huile-huile en plus de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004) et plus d’une conduite de dérivation peut être fournie, éventuellement une pour chaque échangeur de chaleur. Une vanne de dérivation 2007’ est encore fournie pour réguler l’écoulement d’huile à travers la conduite de dérivation 2005’. Les inventeurs étaient conscients que l’utilisation de carburants différents des carburéacteurs à base de kérosène traditionnels, tels que des carburants d’aviation durable, peut conduire à des propriétés de carburant différentes, et que des paramètres de transfert de chaleur en fonctionnement peuvent être ajustés pour utiliser les différentes propriétés de carburant. En particulier, dans des mises en œuvre qui manquent d’agencements parallèles d’échangeurs de chaleur (comme ceux utilisés dans les procédés décrits par rapport aux Figures 14 et 15), l’introduction d’une ou plusieurs conduites de dérivation d’huile avec des vannes commandables, et la mise en œuvre d’une commande minutieuse de ces vannes, peuvent permettre un procédé fournissant un refroidissement d’huile amélioré (car le carburant peut être en mesure d’absorber plus de chaleur) et peuvent également améliorer l’efficacité thermique globale du moteur, moins de chaleur étant perdue dans l’environnement. Le système d’échange de chaleur commandable 3000, et en particulier une ou plusieurs vannes de dérivation commandables 2007, 2007’, 2007a, ont un rôle clé à jouer dans la gestion du rapport de transfert de chaleur dans de tels moteurs 10. En outre, bien que les conditions de croisière représentent généralement une proportion beaucoup plus importante du temps de fonctionnement d’un moteur d’aéronef, les inventeurs étaient conscients que le fonctionnement au ralenti est également important – étant donné que le débit massique de carburant est beaucoup plus faible au ralenti qu’en croisière, même une charge thermique relativement basse sur le carburant peut entraîner une forte augmentation de la température – l’utilisation de carburants non traditionnels peut donc avoir un effet encore plus grand sur les approches optimales de la gestion de la chaleur dans des conditions de ralenti. Les procédés 500, 600 des Figures 17 et 18 répondent à ces deux scénarios de fonctionnement d’aéronef. La FIG. 17 illustre un procédé 500 mettant en œuvre ces considérations aux conditions de croisière, et la FIG. 18 illustre un procédé 600 mettant en œuvre ces considérations au ralenti, lorsque l’aéronef 1 est sur le sol (ralenti au sol), par exemple, lors du démarrage de l’aéronef, de son fonctionnement à l’arrêt pendant l’embarquement, et du roulage (vers une piste ou un hangar, ou entre d’autres emplacements au sol), ou à certains moments du vol (ralenti en vol). La FIG. 17 illustre le procédé 500 à exécuter en régime de croisière. Le procédé 500 est destiné à être réalisé dans un moteur à turbine à gaz à engrenages 10 comprenant un système à boucle d’huile 2000 destiné à fournir de l’huile au réducteur 30 ; et un système d’échange de chaleur 3000 comprenant un échangeur de chaleur air-huile 2020 à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile 1006 à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant. Le système à boucle d’huile 2000 comprend en outre au moins une conduite de dérivation d’huile 2005, 2005a, comme le montre la FIG. 16 , de telle sorte qu’une proportion de l’huile peut contourner au moins un échangeur de chaleur. Une vanne de commande de dérivation 2007, 2007a est également fournie pour commander la proportion de l’huile envoyée par le biais de la conduite de dérivation 2005, 2005a, et donc également la quantité d’huile envoyée à travers l’échangeur de chaleur respectif 1006, 2020. Le procédé 500 comprend la commande 502 des une ou plusieurs vannes de dérivation 2007, 2007a de telle sorte que, dans des conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0 à 0,67, et éventuellement de 0 à 0,60, de 0 à 0,50, de 0 à 0,40, de 0 à 0,30, de 0 à 0,20, ou de 0 à 0,10. Un dispositif de commande 58 – qui peut être soit une unité autonome, soit une partie d’un EEC – peut être fourni pour mettre en œuvre cette commande. Le procédé 500 peut comprendre en outre la réception de données 504 pour permettre de calculer ou de déduire le rapport de transfert de chaleur, par exemple, des données de température (de l’huile et/ou du carburant, en un ou plusieurs points autour d’un système à boucle d’huile 2000, 2000’ ou d’une voie d’écoulement de carburant, et/ou éventuellement une température de réservoir de carburant ou une température de réservoir d’huile), et des données de débit de carburant et/ou d’huile. De telles données peuvent être reçues 504 par un dispositif de commande 58 et utilisées 506 pour ajuster la commande 502 de la vanne de dérivation 2007, 2007a en régime de croisière, de manière à maintenir le rapport de transfert de chaleur à un niveau souhaité ou dans des limites souhaitées. Cette vérification et cet ajustement/cette correction 506 peuvent être effectués à intervalles réguliers ou en réponse à des stimuli prédéterminés (par exemple, un changement de température ou de débit, ou un changement de fonctionnement du moteur ou d’altitude). Ces étapes 504, 506 peuvent également être considérées comme faisant partie de la commande 502 de la vanne de dérivation 2007, 2007a. Le procédé 500 peut également être destiné à utiliser d’autres informations, par exemple des données de température (de l’huile, du carburant et/ou de la température ambiante d’un environnement autour de l’aéronef 1), des données de débit (de l’huile et/ou du carburant) et/ou une ou plusieurs caractéristiques de carburant, afin de déterminer 506 les mesures de commande à prendre. Dans des mises en œuvre où une conduite de dérivation 2005a est fournie à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020, la vanne de dérivation commandée peut être la vanne 2007a pour la conduite de dérivation 2005a à travers l’échangeur de chaleur air-huile 2020. L’étape 502 de commande de la vanne de dérivation 2007a de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur peut comprendre la diminution de la quantité d’huile envoyée par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile 2020 lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop élevé. Dans certaines mises en œuvre, cette conduite de dérivation 2007a peut être la seule conduite de dérivation d’huile dans le système à boucle d’huile primaire 2000. Aucune conduite de dérivation ne peut être fournie pour l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006. Dans des mises en œuvre alternatives telles que celle illustrée sur la FIG. 16 , le système d’échange de chaleur 3000 comprend au moins deux conduites de dérivation d’huile, et éventuellement trois ou plus, chaque conduite de dérivation 2005, 2005’, 2005a étant destinée à permettre à de l’huile de contourner l’un des échangeurs de chaleur 1006, 1004, 2020. Le procédé 500 peut comprendre la modulation de la quantité d’huile envoyée par le biais de chaque conduite de dérivation 2005, 2005’, 2005a. Dans des modes de réalisation avec de multiples conduites de dérivation dans le même système d’huile à boucle fermée (par exemple, avec deux conduites de dérivation dans le système à boucle d’huile primaire 2000, comme illustré sur la FIG. 16 ), la même vanne de dérivation 2007 - qui peut être une vanne à trois voies - peut être utilisée pour réguler l’écoulement dans les deux conduites de dérivation 2005, 2005a, ou une vanne de dérivation différente 2007, 2007a peut être fournie pour chacune d’entre elles, comme illustré à la FIG. 16 . On aura à l’esprit le fait que la commande des une ou plusieurs vannes de dérivation 2007, 2007a n’est pas la seule action qui peut affecter le rapport de transfert de chaleur – l’utilisation de conduite de dérivation peut toutefois être utilisée pour fournir des corrections rapides et a un rôle clé à jouer dans le maintien du rapport dans les limites souhaitées. D’autres composants du système d’échange de chaleur – par exemple une vanne de recirculation 6010 et/ou un appareil à cycle de réfrigération 1007 – peuvent également être commandés, et leur commande peut influencer le rapport de transfert de chaleur. Par exemple, le système d’échange de chaleur 3000 peut comprendre au moins une conduite de recirculation 6011 destinée à permettre à un fluide de passer de multiples fois à travers un échangeur de chaleur. Le procédé 500 dans de telles mises en œuvre peut comprendre en outre la modulation de la quantité du fluide envoyée par le biais de la conduite de recirculation 6011, en commandant la vanne respective 6010, de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur. En complément ou alternativement, le système d’échange de chaleur 3000 peut comprendre un appareil à cycle de réfrigération 1007, et le procédé 500 peut comprendre en outre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération 1007 pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant. Dans des mises en œuvre avec un appareil à cycle de réfrigération 1007, la vanne de dérivation 2007, 2007a peut être commandée de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,40, dans des mises en œuvre sans appareil à cycle de réfrigération, dans lesquelles mises en œuvre le système d’échange de chaleur 3000 n’est pas destiné à fournir une élévation thermique, la vanne de dérivation peut être commandée de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est généralement plus élevé, éventuellement dans la plage allant de 0,38 à 0,67. Dans certaines mises en œuvre, un ou plusieurs capteurs de température de carburant peuvent être fournis, et des données relatives à la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 peuvent être utilisées pour affiner des décisions de commande. Le procédé 500 peut comprendre la commande 502 de la vanne de dérivation 2007, 2007a dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,2, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 soit d’au moins 160 °C ; et/ou de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,1, à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 soit d’au moins 180 °C. Dans certaines mises en œuvre, une ou plusieurs caractéristiques de carburant peuvent être prises en compte au moment de déterminer comment commander la vanne de dérivation 2007, 2007a (les caractéristiques de carburant peuvent être déterminées à l’aide de l’une quelconque des approches décrites ci-dessus). Par exemple, le procédé 500 peut comprendre la commande 502 de la vanne de dérivation 2007 dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,2, à condition que le carburant soit au moins à 70 % du carburant d’aviation durable ; et/ou de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,1, à condition que le carburant soit au moins à 80 % du carburant d’aviation durable. Le procédé 500 peut comprendre la commande 502 de la vanne de dérivation 2007, 2007a dans des conditions de croisière de telle sorte que le taux de transfert de chaleur de l’huile à l’air peut être maintenu dans la plage allant de 0 à 240 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière, avec pas plus de 20 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière étant transférée à l’air, et/ou de telle sorte que le taux de transfert de chaleur de l’huile vers le carburant est maintenu dans la plage allant de 85 à 350 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière, avec au moins 80 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière étant transférée au carburant. Dans certaines mises en œuvre, le système d’échange de chaleur 3000 comprend en outre des voies de retour de carburant à ramification 6020 et au moins une vanne commandant une division de l’écoulement de carburant, tel que décrit ci-dessus. La vanne peut être commandée sur la base de la rétroaction d’un ou plusieurs capteurs de température et/ou sur la base des caractéristiques de carburant. Dans des mises en œuvre avec de multiples échangeurs de chaleur carburant-huile 1004, 1006, des voies de retour de carburant à ramification 6020 peuvent être fournies pour l’un ou l’autre des échangeurs de chaleur 1004, 1006, ou pour les deux. Le procédé 500 peut comprendre l’ajustement de l’écoulement de carburant le long de chaque ramification sur la base du rapport de transfert de chaleur et/ou de la température de carburant à la sortie de l’échangeur de chaleur 1004, 1006. La FIG. 18 illustre le procédé 600 à réaliser au ralenti. Le procédé 600 est destiné à être réalisé dans un moteur à turbine à gaz à engrenages 10, tel que décrit ci-dessus pour le procédé 500 de la FIG. 17 – on aura à l’esprit que le même moteur 10 peut être utilisé pour mettre en œuvre le procédé 500 de la FIG. 17 en régime de croisière et le procédé 600 de la FIG. 18 au ralenti. Le procédé 600 réalisé au ralenti comprend la commande 602 de la vanne de dérivation 2007, 2007a de telle sorte que, dans des conditions de ralenti, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0,67 à 5,67, et éventuellement de 0,67 à 5,50, de 0,67 à 5,00, de 0,67 à 4,50, de 0,67 à 4,00, de 0,67 à 3,50, de 0,67 à 3,50, ou de 0,67 à 2,50. Le rapport peut donc être plus élevé au ralenti qu’en régime de croisière. Le rapport peut être plus élevé au ralenti au sol qu’au ralenti en vol. Éventuellement, le procédé 600 peut comprendre le maintien du rapport de transfert de chaleur dans des conditions de ralenti au sol inférieures à 5,50, 5,0, 4,5, 4,0, 3,5 ou 3,0. Éventuellement, le procédé 400 peut comprendre le maintien du rapport de transfert de chaleur dans des conditions de ralenti au-dessus de 4,0, 4,5 ou 5,0 dans des conditions de ralenti au sol. Le procédé 600 peut comprendre la commande de la vanne de dérivation de telle sorte que, dans des conditions de ralenti, le rapport de transfert de chaleur est supérieur à 1,0, et éventuellement supérieur à 1,5 ou 2,0. Un dispositif de commande 58 – qui peut être soit une unité autonome, soit une partie d’un EEC – peut être fourni pour mettre en œuvre cette commande. Le procédé 600 peut comprendre en outre la réception 604 de données pour permettre de calculer ou de déduire le rapport de transfert de chaleur, par exemple, des données de température (de l’huile et/ou du carburant, en un ou plusieurs points autour d’un système à boucle d’huile 2000, 2000’ ou le long d’une voie d’écoulement de carburant, et/ou éventuellement une température de réservoir de carburant ou une température de réservoir d’huile), et des données de débit de carburant et/ou d’huile. De telles données peuvent être reçues 604 par un dispositif de commande 58 et utilisées 606 pour ajuster la commande 602 de la vanne de dérivation 2007, 2007a au ralenti, de manière à maintenir le rapport de transfert de chaleur à un niveau souhaité ou dans des limites souhaitées. Cette vérification et cet ajustement/cette correction 606 peuvent être réalisés à intervalles réguliers ou en réponse à des stimuli prédéterminés (par exemple, un changement de température ou de débit, ou un changement de fonctionnement de moteur tel que le début du roulage). Ces étapes 604, 606 peuvent également être considérées comme faisant partie de la commande 602 de la vanne de dérivation 2007, 2007a. Le procédé 600 peut également être destiné à utiliser d’autres informations, par exemple des données de température (de l’huile, du carburant et/ou de la température ambiante d’un environnement autour de l’aéronef 1), des données de débit (de l’huile et/ou du carburant) et/ou une ou plusieurs caractéristiques de carburant, afin de déterminer 606 les mesures de commande à prendre. L’étape 602 de commande des une ou plusieurs vannes de dérivation 2007, 2007a de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur peut comprendre la diminution de la quantité d’huile envoyée par le biais de l’échangeur de chaleur air-huile 2020 par le biais de sa conduite de dérivation 2005a respective lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop élevé. Le système d’échange de chaleur 3000 de certaines mises en œuvre, telles que celle illustrée sur la FIG. 16 , comprend au moins deux conduites de dérivation d’huile 2005, 2005a, chaque conduite de dérivation étant destinée à permettre à de l’huile de contourner l’échangeur de chaleur air-huile 2020 et l’échangeur de chaleur carburant-huile 1006. Comme pour le procédé 500 réalisé en croisière, le procédé 600 réalisé au ralenti peut comprendre la modulation de la quantité d’huile envoyée par le biais de chaque conduite de dérivation 2005, 2005a. La présence d’une conduite de dérivation 2005, 2005a sur les deux échangeurs de chaleur 1006, 2020 de la boucle à huile primaire 2000 peut empêcher l’huile de devenir trop froide dans certaines conditions, pour éviter un risque de congélation excessive de l’huile – on aura à l’esprit que cela peut être plus préoccupant au démarrage ou au ralenti au sol par temps froid qu’en régime de croisière. Le système à boucle d’huile 2000 peut donc également comprendre un ou plusieurs capteurs de température d’huile, et le procédé 600 étant décrit peut comprendre la réception d’entrées des un ou plusieurs capteurs de température d’huile, et éventuellement aussi d’un ou plusieurs capteurs de température destinés à détecter une température ambiante autour de l’aéronef 1, et l’ajustement de la commande 602 de la ou des vannes de dérivation sur la base de ces informations de température – par exemple, par temps froid, moins d’huile peut être envoyée via l’échangeur de chaleur air-huile 2020 afin de réduire la perte de chaleur dans l’environnement. D’autres conduites de dérivation 2005’ peuvent encore être fournies dans certaines mises en œuvre, par exemple pour l’écoulement d’huile dans le système à boucle d’huile primaire 2000’ à travers un échangeur de chaleur huile-huile 2030, et/ou à travers un ou plusieurs échangeurs de chaleur dans un système à boucle d’huile secondaire 2000’, par exemple à travers un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004. Le procédé 600 de certaines mises en œuvre comprend la commande d’autres composants en plus des une ou plusieurs vannes de dérivation 2007, 2007a de manière à obtenir le rapport de transfert de chaleur souhaité. Par exemple, au moins une conduite de recirculation 6011 destinée à permettre à un fluide de passer de multiples fois à travers un échangeur de chaleur et/ou un appareil à cycle de réfrigération 1007 peut être fourni, et le procédé peut comprendre en outre la modulation de la quantité du fluide envoyée par le biais du(des) composant(s) supplémentaire(s) respectif(s), ou l’activation ou la désactivation du(des) composant(s) respectif(s) si applicable, pour ajuster le rapport de transfert de chaleur. Dans des mises en œuvre avec un appareil à cycle de réfrigération 1007, la vanne de dérivation 2007, 2007a peut être commandée de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0,67 à 4,0, dans des mises en œuvre sans appareil à cycle de réfrigération, dans lesquelles mises en œuvre le système d’échange de chaleur 3000 n’est pas destiné à fournir une élévation thermique, la vanne de dérivation 2007, 2007a peut être commandée de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est généralement plus élevé, éventuellement dans la plage allant de 2,00 à 5,67, et éventuellement de 3,37 à 5,67. Dans certaines mises en œuvre, un ou plusieurs capteurs de température peuvent être fournis, et des données relatives à la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion 16 peuvent être utilisées pour affiner des décisions de commande. Le procédé 600 peut comprendre la commande des une ou de plusieurs vannes de dérivation 2007, 2007a dans des conditions de ralenti de sorte que le rapport de transfert de chaleur est : (i) dans la plage allant de 2,33 à 5,67 lorsque la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion est en-dessous de 200 °C ; (ii) est dans la plage allant de 0,67 à 5,00, et éventuellement de 0,67 à 4,00, lorsque la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion (16) est au-dessus de 200 °C ; (iii) est dans la plage allant de 0,67 à 4,00, et éventuellement de 0,67 à 2,67, lorsque la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion (16) est au-dessus de 250 °C ; et/ou (iv) dans la plage allant de 0,67 à 2,33, et éventuellement de 0,67 à 1,22, lorsque la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion (16) est au-dessus de 280 °C. Une ou plusieurs caractéristiques de carburant – éventuellement déterminées par un module 57 de détermination des caractéristiques de carburant tel que décrit ci-dessus – peuvent également être utilisées ; les informations peuvent être prises en compte lors du réglage de la commande 602 de la vanne de dérivation 2007, 2007a. Par exemple, le procédé 600 peut tenir compte de la teneur en SAF du carburant. Le procédé 600 peut comprendre la commande 602 de la vanne de dérivation 2007, 2007a de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0,67 à 3,67, à condition que le carburant soit au moins à 70 % du carburant d’aviation durable, et/ou dans la plage allant de 0,67 à 2,67, à condition que le carburant soit au moins à 80 % du carburant d’aviation durable. Le procédé 600 peut comprendre la commande 602 de la vanne de dérivation 2007, 2007a dans des conditions de ralenti de telle sorte que le taux de transfert de chaleur de l’huile à l’air peut être maintenu dans la plage allant de 350 à 1 270 kJ par kilogramme de carburant dans des conditions de ralenti, avec pas plus de 20 % de la chaleur transférée depuis l’huile au ralenti au sol étant transférée à l’air, et/ou de telle sorte que le taux de transfert de chaleur de l’huile au carburant est maintenu dans la plage allant de 350 à 1 270 kJ par kilogramme de carburant au ralenti, avec au moins 80 % de la chaleur transférée depuis l’huile au ralenti étant transférée au carburant. Dans certaines mises en œuvre, le système d’échange de chaleur 3000 comprend en outre des voies de retour de carburant à ramification 6020 et au moins une vanne commandant une division de l’écoulement de carburant, tel que décrit ci-dessus. Il sera entendu que l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits ci-dessus et que diverses modifications et améliorations peuvent être apportées sans s’écarter des concepts décrits ici. Sauf exclusion mutuelle, toute caractéristique peut être employée séparément ou en combinaison avec d’autres caractéristiques et la description s’étend à et inclut toutes les combinaisons et sous-combinaisons d’une ou de plusieurs caractéristiques décrites ici. Procédé (500) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz (10) d’un aéronef, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant : un cœur de moteur (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14), une chambre de combustion (16) destinée à brûler un carburant, et un arbre de cœur (26) reliant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur (11) ; un réducteur (30) qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur (26) et délivre en sortie un entraînement à la soufflante (23) de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que celle de l’arbre de cœur ; un système à boucle dʼhuile (2000) destiné à fournir de lʼhuile au réducteur (30) ; et un système dʼéchange de chaleur (3000) comprenant : un échangeur de chaleur air-huile (2020) à travers lequel lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile s’écoule ; et un échangeur de chaleur carburant-huile (1006) à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant, et dans lequel le système à boucle d’huile (2000) comprend au moins une conduite de dérivation (2005, 2005a), la conduite de dérivation étant destinée à permettre à de l’huile de contourner l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile ; et au moins une vanne de dérivation (2007, 2007a) destinée à permettre de faire varier la proportion de lʼhuile envoyée par le biais de la conduite de dérivation (2005, 2005a), le procédé (500) comprenant la commande (502) de la vanne de dérivation (2007, 2007a) de telle sorte que, dans des conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0 à 0,67. Procédé (500) selon la revendication 1, comprenant la commande (502) de la vanne de dérivation (2007) de telle sorte que, dans des conditions de croisière, le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,60. Procédé (500) selon la revendication 1, dans lequel la commande (502) de la vanne de dérivation (2007) de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur comprend la diminution de la quantité d’huile envoyée par le biais de l’au moins un échangeur de chaleur air-huile (2020) lorsque le rapport de transfert de chaleur est trop élevé. Procédé (500) selon la revendication 1, dans lequel le système d’échange de chaleur (3000) comprend au moins deux conduites de dérivation (2005, 2005a), chaque conduite de dérivation étant destinée à permettre à de l’huile de contourner l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile (2020) et l’échangeur de chaleur carburant-huile (1006), et dans lequel le procédé comprend la modulation de la quantité d’huile envoyée par le biais de chaque conduite de dérivation (2005, 2005a). Procédé (500) selon la revendication 1, dans lequel le système d’échange de chaleur (3000) comprend au moins une conduite de recirculation (6011) destinée à permettre à un fluide de passer à travers un échangeur de chaleur (1006, 2020) de multiples fois, et dans lequel le procédé (500) comprend en outre la modulation de la quantité du fluide envoyée par le biais de la conduite de recirculation (6011) de manière à ajuster le rapport de transfert de chaleur. Procédé (500) selon la revendication 1, dans lequel le système d’échange de chaleur (3000) comprend en outre un appareil à cycle de réfrigération (1007), et le procédé (500) comprend en outre l’utilisation de l’appareil à cycle de réfrigération pour fournir une élévation thermique en transférant davantage de chaleur de l’huile au carburant de telle sorte que la température de carburant est portée au-dessus de la température d’huile. Procédé (500) selon la revendication 6, dans lequel la vanne de dérivation (2007) est commandée de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,40. Procédé (500) selon la revendication 1, dans lequel le système d’échange de chaleur (3000) n’est pas destiné à fournir une élévation thermique, et dans lequel la vanne de dérivation (2007) est commandée de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0,38 à 0,67. Procédé (500) selon la revendication 1, dans lequel le procédé (500) comprend la commande (502) de la vanne de dérivation (2007) dans des conditions de croisière de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,2 à condition que la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion (16) soit d’au moins 160 °C. Procédé (500) selon la revendication 1, dans lequel, dans des conditions de croisière, le procédé (500) comprend la commande (502) de la vanne de dérivation (2007) de telle sorte que le rapport de transfert de chaleur est dans la plage allant de 0 à 0,2 à condition que le carburant soit au moins à 70 % du carburant d’aviation durable. Procédé (500) selon la revendication 1, dans lequel le procédé comprend la commande (502) de la vanne de dérivation (2007) de telle sorte que le taux de transfert de chaleur d’huile à air est maintenu dans la plage allant de 0 à 240 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière, avec pas plus de 20 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière étant transférée vers l’air. Procédé (500) selon la revendication 1, dans lequel le procédé comprend la commande (502) de la vanne de dérivation (2007) de telle sorte que le taux de transfert de chaleur d’huile à carburant est maintenu dans la plage allant de 85 à 350 kJ par kilogramme de carburant aux conditions de croisière, avec au moins 80 % de la chaleur transférée depuis l’huile en régime de croisière étant transférée vers le carburant. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef comprenant : un cœur de moteur (11) comprenant une turbine (19), un compresseur (14), et un arbre de cœur (26) reliant la turbine au compresseur ; une soufflante (23) située en amont du cœur de moteur ; un réducteur (30) qui reçoit une entrée depuis l’arbre de cœur et délivre en sortie un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation plus basse que celle de l’arbre de cœur ; un système à boucle dʼhuile (2000) destiné à fournir de lʼhuile au réducteur (30) ; et un système dʼéchange de chaleur (3000) comprenant : un échangeur de chaleur air-huile (2020) à travers lequel lʼhuile dans le système à boucle dʼhuile s’écoule ; un échangeur de chaleur carburant-huile (1006) à travers lequel l’huile dans le système à boucle d’huile et le carburant s’écoulent de telle sorte que de la chaleur est transférée entre l’huile et le carburant, et dans lequel le système à boucle d’huile (2000) comprend au moins une conduite de dérivation (2005), la conduite de dérivation étant destinée à permettre à de l’huile de contourner l’un parmi l’échangeur de chaleur air-huile et l’échangeur de chaleur carburant-huile, et au moins une vanne de dérivation (2007) destinée à permettre de faire varier la proportion de l’huile envoyée par le biais de l’au moins une conduite de dérivation (2005), et dans lequel la vanne de dérivation (2007) est destinée à être commandée de telle sorte que, dans des conditions de croisière, un rapport de transfert de chaleur de : est dans la plage allant de 0 à 0,67. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 13, dans lequel : la turbine (19) est une première turbine, le compresseur (14) est un premier compresseur, et l’arbre de cœur (26) un premier arbre de cœur ; le cœur de moteur comprend en outre une seconde turbine (17), un second compresseur (15), et un second arbre de cœur (27) reliant la seconde turbine au second compresseur ; et la seconde turbine, le second compresseur, et le second arbre de cœur sont agencés pour entrer en rotation à une vitesse de rotation supérieure à celle du premier arbre de cœur. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 13, dans lequel le système d’échange de chaleur (3000) comprend en outre des voies de retour de carburant à ramification et au moins une vanne commandant une division d’écoulement de carburant, les voies à ramification étant destinées à renvoyer du carburant depuis le système d’échange de chaleur à au moins deux endroits différents le long d’un trajet principal de carburant depuis là où le carburant entre dans le moteur à turbine à gaz (10) vers la chambre de combustion (16).