FR 3163116 A1 20251212 FR 2506097 A 20250605 Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef. Le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor (16) à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404) dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est défini comme : Math [162] où : EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; est la poussée du moteur à turbine à gaz (10) à environ 100 % de la poussée disponible en kN, est la poussée du moteur à turbine à gaz (10) à environ 7 % de la poussée disponible en kN ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est supérieur à 0,09 ; et le moteur à turbine à gaz (10) est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404). L’invention divulgue également un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz. [Fig. 6] Aéronef CHAMP D’APPLICATION La présente divulgation se rapporte aux émissions de matières particulaires non volatiles (nvPM) à partir de moteurs à turbine à gaz, spécifiquement de moteurs à turbine à gaz d’un aéronef. La présente divulgation fournit divers procédés de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz et de moteurs à turbine à gaz. Certains aspects de la présente demande se rapportent à des procédés de fonctionnement de moteurs à turbine à gaz à l’aide d’un carburant qui comprend un carburant aviation durable (SAF) et de moteurs à turbine à gaz conçus pour fonctionner à l’aide d’un carburant comprenant un SAF. CONTEXTE 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 inventeurs ont constaté que les émissions d’un moteur à turbine à gaz sont sensibles au carburant utilisé, en particulier la quantité de nvPM produite par le moteur varie en fonction des paramètres de fonctionnement et du type de carburant utilisé. Ainsi, il existe un besoin de tenir compte des propriétés de carburant de ces différents carburants et d’ajuster des procédés de fonctionnement de moteurs à turbine à gaz en conséquence. RESUME Selon un premier aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être défini comme : où : EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; et EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 0,8 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Avantageusement, des nvPM réduites dans l’échappement d’un moteur à turbine à gaz contribuent à une réduction des émissions indésirables du moteur. Par exemple, selon les conditions de fonctionnement, la réduction des nvPM de cette manière peut conduire à un degré réduit de dépôts de suie au sein du moteur, au sein et/ou en aval du dispositif combustor, et/ou une amélioration de la qualité de l’air local. En outre, à certains stades du vol d’un aéronef (où l’on s’attend à ce que des traînées de condensation se forment), des nvPM réduites dans l’échappement peuvent conduire à une force de traînée de condensation réduite et/ou à ce qu’il faille du temps pour qu’une traînée de condensation se disperse. En outre encore, il a été reconnu que certaines parties du cycle de vol lors desquelles les nvPM sont réduites (ou le plus réduites) peuvent être ciblées afin d’obtenir un résultat souhaité, par exemple en termes d’impact environnemental. Strictement à titre d’exemple, des nvPM plus faibles dans des conditions de croisière peuvent particulièrement réduire l’impact du forçage radiatif des traînées de condensation. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, des nvPM plus faibles dans des conditions de ralenti peuvent particulièrement améliorer la qualité de l’air local au sol dans la région où le moteur fonctionne. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, des nvPM plus faibles dans des conditions de PMD peuvent particulièrement réduire le taux maximal de production de nvPM pendant le cycle de vol et/ou améliorer la qualité de l’air au sol et/ou dans la région où le moteur fonctionne. Ces considérations peuvent s’appliquer à tous les aspects de la divulgation. Il a été déterminé qu’un nombre de paramètres apparentés au fonctionnement de moteur à turbine à gaz ont une influence sur, ou sont un facteur important dans, la configuration et l’agencement du dispositif combustor du moteur lorsque certains types de carburant, tels qu’un carburant aviation durable, sont consommés. En conséquence, l’un ou plusieurs quelconques paramètres des aspects suivants peuvent être avantageusement pris en compte lors de la détermination, par exemple, de réglages de fonctionnement, de l’agencement de dispositif combustor et/ou de la configuration de dispositif combustor, pour influencer et/ou optimiser la façon dont le carburant doit être distribué, enflammé, et/ou consommé au sein du moteur à turbine à gaz. Ces considérations peuvent s’appliquer à tous les aspects de la divulgation. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz peut être supérieur à zéro. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être inférieur à 0,708 et de préférence inférieur à 0,649 et plus préférablement inférieur à 0,59. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être inférieur ou égal à 0,5 et de préférence inférieur ou égal à 0,4 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,3. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être inférieur ou égal à 0,105 et de préférence inférieur ou égal à 0,0962 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,0875. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être inférieur à 0,01, 0,05, 0,07, 0,1, 0,15, 0,2, 0,25, 0,3, 0,35, 0,4, 0,45, 0,5, 0,55, 0,6, 0,65, 0,7, 0,75, 0,8, ou dans l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être dans une plage comprise entre 0,01 et 0,2, 0,01 et 0,15, 0,01 et 0,07, ou 0,01 et 0,05. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être supérieur ou égal à 0,0103 et de préférence supérieur ou égal à 0,0115 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,0128. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être dans la plage de 0,0103 à 0,105 et de préférence dans la plage de 0,0115 à 0,0962 et plus préférablement dans la plage de 0,0128 à 0,0875. Un second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé, et si un carburant fournit au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être supérieur à zéro. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être inférieur ou égal à 0,8 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,6 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,4. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être inférieur ou égal à 0,178 et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,164 et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,149. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être supérieur ou égal à 0,03 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,06 et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,09. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être supérieur ou égal à 0,118 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,133 et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,148. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être dans la plage de 0,118 à 0,178 et de préférence peut être dans la plage de 0,133 à 0,164 et plus préférablement peut être dans la plage de 0,148 à 0,149. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être inférieur à 0,05, 0,1, 0,15, 0,2, 0,25, 0,3, 0,35, 0,4, 0,45, 0,5, 0,55, 0,6, 0,65, 0,7, 0,75, 0,8, 0,85, 0,9, 0,95, ou 1, ou dans l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être dans une plage comprise entre 0,25 et 0,4 ou 0,3 et 0,35. Selon un deuxième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé, et si un carburant fournit au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD défini dans le deuxième aspect peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le premier aspect. Selon un troisième aspect, un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz du premier aspect ou du deuxième aspect est fourni, le procédé comprenant la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Selon un quatrième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être défini comme : où : EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; et EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 0,8 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le premier aspect. Un second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé, et si un carburant fournit au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le premier aspect. 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 dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor comprend un carburant aviation durable ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé, et si un carburant fournit au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé, et si un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le premier aspect. Selon un sixième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant peut être défini comme : où : EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; est le débit de flux de carburant vers les tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; et est le débit de flux de carburant vers les tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant du moteur à turbine à gaz est inférieur à 0,08 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant peut être inférieur à 0,0798 et de préférence inférieur à 0,0731 et plus préférablement inférieur à 0,0665. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant peut être inférieur ou égal à 0,06 et de préférence inférieur ou égal à 0,04 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,02. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant peut être inférieur ou égal à 0,0119 et de préférence inférieur ou égal à 0,0109 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,00986. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant peut être inférieur à 0,01, 0,015, 0,02, 0,025, 0,03, 0,035, 0,04, 0,045, 0,05, 0,055, 0,06, 0,065, 0,07, 0,075, 0,08 ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant peut être supérieur ou égal à 0,000993 et de préférence supérieur ou égal à 0,00111 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,00124. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant peut être dans la plage de 0,000993 à 0,0119 et de préférence dans la plage de 0,00111 à 0,0109 et encore plus préférablement dans la plage de 0,00124 à 0,00986. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant peut être inférieur à 0,0009, 0,003, 0,005, 0,007, 0,009, 0,011, 0,013, 0,015, 0,017, 0,019, 0,021, 0,03, 0,04, 0,05, 0,06, 0,07, ou 0,08 ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant peut être dans une plage comprise entre 0,0009 et 0,021, 0,009 et 0,019, 0,009 et 0,007, ou 0,009 et 0,006. peut être dans la plage de 0,0516 à 0,119 kg/s. peut être dans la plage de 0,0581 à 0,109 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0990 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0850 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0750 kg/s. peut être dans la plage de 0,441 à 1,23 kg/s. peut être dans la plage de 0,496 à 1,13 kg/s. peut être dans la plage de 0,551 à 1,03 kg/s. peut être dans la plage de 0,551 à 0,850 kg/s. peut être dans la plage de 0,551 à 0,750 kg/s. Selon un septième aspect, un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz du sixième aspect est fourni, le procédé comprenant la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Selon un huitième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant peut être défini comme : où : EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; et EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; est le débit de flux de carburant vers les tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; et est le débit de flux de carburant vers les tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant du moteur à turbine à gaz est inférieur à 0,08 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. L’un quelconque du rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant, de et de peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le sixième aspect. Selon un neuvième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être défini comme : où : EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; est la poussée du moteur à turbine à gaz à environ 100 % de la poussée disponible en kN dans les conditions de fonctionnement données ; et est la poussée du moteur à turbine à gaz à environ 7 % de la poussée disponible en kN dans les conditions de fonctionnement données ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est supérieur à 0,09 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être supérieur à 0,0949 et de préférence supérieur à 0,106 et plus préférablement supérieur à 0,118. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être supérieur ou égal à 0,15 et de préférence supérieur ou égal à 0,3 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,45. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être supérieur ou égal à 0,64 et de préférence supérieur ou égal à 0,72 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,8. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être inférieur ou égal à 6,53 et de préférence inférieur ou égal à 5,98 et plus préférablement inférieur ou égal à 5,44. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être dans la plage de 0,640 à 6,53 et de préférence dans la plage de 0,720 à 5,98 et encore plus préférablement dans la plage de 0,800 à 5,44. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être supérieur à 0,094, 0,1, 0,2, 0,3, 0,4, 0,5, 0,6, 0,7, 0,8, 0,9, 1, 1,1, 1,2, 1,3, 1,4, 1,5, 1,6, 1,7, 1,8, 1,9, 2, 2,5, 3, 3,5, 4, 4,5, 5, 5,5, ou 6, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être dans une plage comprise entre 0,3 et 4,5, 0,4 et 4, 1 et 4,5, ou 1,4 et 4. peut être dans la plage de 54,1 kN à 177 kN et de préférence dans la plage de 60,8 kN à 163 kN et de préférence dans la plage de 67,6 kN à 148 kN. Alternativement, peut être dans la plage de 50 kN à 85 kN et de préférence dans la plage de 57 kN à 78 kN et de préférence dans la plage de 60 kN à 73 kN, et de préférence dans la plage de 60 kN à 70 kN. peut être dans la plage de 3,78 kN à 12,4 kN et de préférence dans la plage de 4,26 kN à 11,4 kN. et de préférence dans la plage de 4,73 kN à 10,4 kN. Alternativement, peut être dans la plage de 3,5 kN à 6 kN et de préférence dans la plage de 4 kN à 5,5 kN et de préférence dans la plage de 4,2 kN à 5,2 kN, et de préférence dans la plage de 4,2 kN à 5 kN. Selon un dixième aspect, un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz du neuvième aspect est fourni, le procédé comprenant la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Selon un onzième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être défini comme : où : EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; et EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; est la poussée du moteur à turbine à gaz à environ 100 % de la poussée disponible en kN dans les conditions de fonctionnement données, est la poussée du moteur à turbine à gaz à environ 7 % de la poussée disponible en kN dans les conditions de fonctionnement données ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est supérieur à 0,09 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. L’un quelconque du rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée, et peut être tel que défini en relation avec le neuvième aspect. Selon un douzième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être défini comme : où : EI croisière (appauvri e ) peut être défini comme : EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; EI montée est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; et BPR est le rapport de dérivation du moteur à turbine à gaz ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD est supérieur à 0,2 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être inférieur à 0,18, de préférence inférieur à 0,16, et davantage préférablement inférieur à 0,14. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être inférieur à 0,135, de préférence inférieur à 0,124 et davantage préférablement inférieur à 0,113. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être inférieur ou égal à 0,118, de préférence inférieur ou égal à 0,109, et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,0983. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être supérieur ou égal à 0,0426, de préférence supérieur ou égal à 0,0479, et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,0533. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être dans la plage de 0,0426 à 0,118, de préférence dans la plage de 0,0479 à 0,109 et davantage préférablement dans la plage de 0,0533 à 0,0983. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être inférieur à 0,01, 0,02, 0,03, 0,04, 0,05, 0,06, 0,07, 0,08, 0,09, 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, ou 0,2, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le BPR peut être dans la plage de 6,66 à 15,3 et plus préférablement dans la plage de 7,49 à 14,0 et encore plus préférablement dans la plage de 8,33 à 12,8. Alternativement, le BPR peut être dans la plage de 3,5 à 6,5 et plus préférablement dans la plage de 4 à 6 et encore plus préférablement dans la plage de 4 à 5 ou de 5 à 6. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être défini comme : où : EI croisière (riche) peut être défini comme : EI montée est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes ; EI approche est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; et EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD est inférieur à 0,07. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être inférieur à 0,065, de préférence inférieur à 0,06, et davantage préférablement inférieur à 0,055. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être inférieur à 0,0635, de préférence inférieur à 0,0582 et davantage préférablement inférieur à 0,0529. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être inférieur ou égal à 0,0462, de préférence inférieur ou égal à 0,0424, et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,0385. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être supérieur ou égal à 0,0128, de préférence supérieur ou égal à 0,0144, et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,016. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être dans la plage de 0,0128 à 0,0462, de préférence dans la plage de 0,0144 à 0,0424 et davantage préférablement dans la plage de 0,0160 à 0,0385. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être inférieur à 0,005, 0,01, 0,015, 0,02, 0,025, 0,03, 0,035, 0,04, 0,045, 0,05, 0,055, 0,06, 0,065, ou 0,07, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être inférieur ou égal à 0,005, 0,007, 0,01, 0,013, 0,015, 0,017, 0,02, 0,023, 0,025, 0,027, 0,03, 0,033, 0,035, 0,037, 0,04, 0,043, 0,045, ou 0,0462, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Selon un treizième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvrie (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être défini comme : où : EI croisière (riche) peut être défini comme : EI montée est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; EI approche est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; BPR est le rapport de dérivation du moteur à turbine à gaz ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD est supérieur à 0,07 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD et/ou le BPR peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le douzième aspect. Selon un quatorzième aspect, un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz du douzième ou treizième aspect est fourni, le procédé comprenant la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Selon un quinzième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvrie (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être défini comme : où : EI croisière (appauvri e ) peut être défini comme : EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; EI montée est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; et BPR est le rapport de dérivation du moteur à turbine à gaz ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD est supérieur à 0,2 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD et/ou le BPR peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le douzième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être défini comme : où : EI croisière (riche) peut être défini comme : EI montée est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes ; EI approche est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être inférieur à 0,07. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD et/ou le BPR peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le douzième aspect. Selon un seizième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être défini comme : où : EI croisière (riche) peut être défini comme : EI montée est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; EI approche est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée est calculé ; BPR est le rapport de dérivation du moteur à turbine à gaz ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être inférieur à 0,07 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD et/ou le BPR peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le douzième aspect. Selon un dix-septième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être défini comme : où : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être inférieur ou égal à 0,93, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,86, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,79. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être inférieur ou égal à 0,776, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,711, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,646. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être supérieur ou égal à 0,15, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,3, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,45. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être supérieur ou égal à 0,516, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,581, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,645. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être dans la plage de 0,516 à 0,776, et de préférence peut être dans la plage de 0,581 à 0,711, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,645 à 0,646. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être de 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, 0,61, 0,62, 0,63, 0,64, 0,65, 0,66, 0,67, 0,68, 0,69, 0,7, 0,71, 0,72, 0,73, 0,74, 0,75, 0,76, 0,77, 0,78, 0,79, 0,8, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans des conditions de fonctionnement données différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI montée,SAF est calculé et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être inférieur ou égal à 0,9, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,75, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,6. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être inférieur ou égal à 0,57, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,523, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,475. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être supérieur ou égal à 0,1, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,2, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,3. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être supérieur ou égal à 0,379, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,427, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,474. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être dans la plage de 0,379 à 0,570, et de préférence peut être dans la plage de 0,427 à 0,523, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,474 à 0,475. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être inférieur à 0,4, 0,41, 0,42, 0,43, 0,44, 0,45, 0,46, 0,47, 0,48, 0,49, 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans des conditions de fonctionnement données différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI approche,SAF est calculé et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être inférieur ou égal à 0,8, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,5, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,2. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être inférieur ou égal à 0,185, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,169, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,154. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être supérieur ou égal à 0,03, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,06, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,09. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être supérieur ou égal à 0,122, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,138, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,153. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être dans la plage de 0,122 à 0,185, et de préférence peut être dans la plage de 0,138 à 0,169, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,153 à 0,154. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être de 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans des conditions de fonctionnement données différentes, et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être inférieur ou égal à 0,8, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,5, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,2. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être inférieur ou égal à 0,115, et de préférence peut être inférieur ou égal à 0,106, et plus préférablement peut être inférieur ou égal à 0,0959. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être supérieur ou égal à 0,02, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,04, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,06. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être supérieur ou égal à 0,0766, et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,0862, et plus préférablement peut être supérieur ou égal à 0,0958. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être dans la plage de 0,0766 à 0,115, et de préférence peut être dans la plage de 0,0862 à 0,106, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,0958 à 0,0959. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être de 0,06, 0,07, 0,08, 0,09, 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, 0,21, 0,22, 0,23, 0,24, 0,25, 0,26, 0,27, 0,28, 0,29, 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39, ou 0,4, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Selon un dix-huitième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI montée,SAF est calculé et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Selon un dix-neuvième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI approche,SAF est calculé et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le dix-septième aspect. Selon un vingtième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données, et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le dix-septième aspect Selon un vingt-et-unième aspect, un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz selon l’un quelconque des dix-septième, dix-huitième, dix-neuvième ou vingtième aspects est fourni, le procédé comprenant la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Selon un vingt-deuxième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être défini comme : où : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans des conditions de fonctionnement données différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI montée,SAF est déterminé et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans des conditions de fonctionnement données différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI approche,SAF est déterminé et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans des conditions de fonctionnement données différentes, et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est déterminé et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Selon un vingt-troisième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI montée,SAF est déterminé et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Selon un vingt-quatrième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI approche,SAF est déterminé et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Selon un vingt-cinquième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données, et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement données dans lesquelles EI ralenti,SAF est déterminé et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être tel que défini en relation avec le dix-septième aspect. Selon un vingt-sixième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être défini comme : où : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz en kg/s est inférieur à 2 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être supérieur à zéro. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être inférieur à 1,23, plus préférablement inférieur à 1,13 et encore d’autant plus préférablement inférieur à 1,03. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,793, plus préférablement inférieur ou égal à 0,727 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,661. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,284, de préférence supérieur ou égal à 0,32 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,356. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être dans la plage de 0,284 à 0,793, de préférence dans la plage de 0,320 à 0,727 et davantage préférablement dans la plage de 0,356 à 0,661. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,2, 0,25, 0,3, 0,35, 0,4, 0,45, 0,5, 0,55, 0,6, 0,65, 0,7, 0,75, 0,8, 0,85, 0,9, 0,95, 1, 1,05, 1,1, 1,15, 1,2, 1,25, ou 1,3 ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,45 et 0,65 ou 0,45 et 0,6. peut être dans la plage de 0,441 à 1,23 kg/s, et de préférence peut être dans la plage de 0,496 à 1,13 kg/s, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,551 à 1,03 kg/s. Alternativement, peut être dans la plage de 0,551 à 0,850 kg/s. peut être dans la plage de 0,551 à 0,750 kg/s. Un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF et EI montée,FF sont calculés ; et dans lequel le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz peut être kg/s est inférieur à 2. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être supérieur à zéro. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être inférieur à 1,01, plus préférablement inférieur à 0,923 et encore d’autant plus préférablement inférieur à 0,839. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,479, plus préférablement inférieur ou égal à 0,439 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,399. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,175, de préférence supérieur ou égal à 0,197 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,219. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être dans la plage de 0,175 à 0,479, de préférence dans la plage de 0,197 à 0,439 et davantage préférablement dans la plage de 0,219 à 0,399. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être inférieur ou égal à 0,15, 0,175, 0,2, 0,225, 0,25, 0,275, 0,3, 0,325, 0,35, 0,375, 0,4, 0,425, 0,45, 0,475, 0,5, 0,525, 0,55, 0,575, 0,6, 0,625, 0,65, 0,675, 0,7, 0,725, 0,75, 0,775, 0,8, 0,825, 0,85, 0,875, 0,9, 0,925, 0,95, 0,975 ou 1, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,275 et 0,475 ou 0,3 et 0,4. peut être dans la plage de 0,369 à 1,01 kg/s, et de préférence peut être dans la plage de 0,415 à 0,923 kg/s, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,461 à 0,839 kg/s. Alternativement, peut être dans la plage de 0,461 à 0,650 kg/s. peut être dans la plage de 0,461 à 0,600 kg/s. Un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI approche,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI approche,SAF et EI approche,FF sont calculés ; et dans lequel le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz en kg/s peut être inférieur à 0,4. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être supérieur à zéro. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être inférieur à 0,334, plus préférablement inférieur à 0,306 et encore d’autant plus préférablement inférieur à 0,278. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,0513, plus préférablement inférieur ou égal à 0,047 et encore préférablement inférieur ou égal à 0,0428. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,0204, de préférence supérieur ou égal à 0,0229 et encore préférablement supérieur ou égal à 0,0255. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être dans la plage de 0,0204 à 0,0513, de préférence dans la plage de 0,0229 à 0,0470 et davantage préférablement dans la plage de 0,0255 à 0,0428. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,02, 0,05, 0,075, 0,1, 0,125, 0,15, 0,175, 0,2, 0,225, 0,25, 0,275, 0,3, 0,325, 0,35, 0,375, ou 0,4, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,02 et 0,1 ou 0,05 et 0,075. peut être dans la plage de 0,133 à 0,334 kg/s, et de préférence peut être dans la plage de 0,149 à 0,306 kg/s, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,166 à 0,278 kg/s. Alternativement, peut être dans la plage de 0,166 à 0,300 kg/s. peut être dans la plage de 0,166 à 0,250 kg/s. Un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; et EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF et EI ralenti,FF sont calculés ; et dans lequel le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz en kg/s peut être inférieur à 0,2. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être supérieur à zéro. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être inférieur à 0,119, plus préférablement inférieur à 0,109 et encore d’autant plus préférablement inférieur à 0,099. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,0114, plus préférablement inférieur ou égal à 0,0105 et encore préférablement inférieur ou égal à 0,00949. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,00494, de préférence supérieur ou égal à 0,00556 et encore préférablement supérieur ou égal à 0,00618. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être dans la plage de 0,00494 à 0,0114, de préférence dans la plage de 0,00556 à 0,0105 et davantage préférablement dans la plage de 0,00618 à 0,00949. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,004, 0,01, 0,015, 0,02, 0,025, 0,03, 0,035, 0,04, 0,045, 0,05, 0,055, 0,06, 0,065, 0,07, 0,075, 0,08, 0,085, 0,09, 0,095, 0,1, 0,11, ou 0,12, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,01 et 0,03 ou 0,015 et 0,025. peut être dans la plage de 0,0516 à 0,119 kg/s, et de préférence peut être dans la plage de 0,0581 à 0,109 kg/s, et plus préférablement peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0990 kg/s. Alternativement, peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0850 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0750 kg/s. Selon un vingt-septième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF et EI montée,FF sont calculés ; le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz est kg/s est inférieur à 2 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le flux de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Selon un vingt-huitième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI approche,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI approche,SAF et EI approche,FF sont calculés ; et dans lequel le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz en kg/s est inférieur à 0,4 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le flux de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Selon un vingt-neuvième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; et EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF et EI ralenti,FF sont calculés ; le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz en kg/s est inférieur à 0,2 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un SAF aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le flux de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Selon un trentième aspect, un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz du vingt-sixième, vingt-septième, vingt-huitième ou vingt-neuvième aspect est fourni, le procédé comprenant la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Selon un trente-et-unième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être défini comme : où : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s est inférieur à 2 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le flux de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF et EI montée,FF sont calculés ; et dans lequel le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz en kg/s peut être inférieur à 2. Le flux de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI approche,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI approche,SAF et EI approche,FF sont calculés ; et dans lequel le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz en kg/s peut être inférieur à 0,4. Le flux de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; et EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF et EI ralenti,FF sont calculés ; et dans lequel le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz en kg/s peut être inférieur à 0,2. Le flux de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Selon un trente-deuxième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : où : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF et EI montée,FF sont calculés ; le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz en kg/s est inférieur à 2 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le flux de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Selon un trente-troisième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : où : EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI approche,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI approche,SAF et EI approche,FF sont calculés ; le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz en kg/s est inférieur à 0,4 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le flux de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Selon un trente-quatrième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; et EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF et EI ralenti,FF sont calculés ; le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz en kg/s est inférieur à 0,2 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le flux de carburant modifié par un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti et/ou peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le vingt-sixième aspect. Selon un trente-cinquième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être défini comme : où : EI croisière (appauvri e ),SAF peut être défini comme : EI croisière (appauvri e ),FF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être inférieur ou égal à 0,9, de préférence inférieur ou égal à 0,8 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,75. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être inférieur ou égal à 0,709, de préférence inférieur ou égal à 0,65 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,591. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être supérieur ou égal à 0,451, de préférence supérieur ou égal à 0,507 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,563. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être dans la plage de 0,451 à 0,709, de préférence dans la plage de 0,507 à 0,650 et davantage préférablement dans la plage de 0,563 à 0,591. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou dans l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être dans une plage comprise entre 0,65 et 0,85 ou 0,7 et 0,75. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être de 0,45, 0,455, 0,46, 0,47, 0,48, 0,49, 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, 0,61, 0,62, 0,63, 0,64, 0,65, 0,66, 0,67, 0,68, 0,69, 0,7, ou 0,71, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être inférieur ou égal à 0,8 et de préférence inférieur ou égal à 0,6, encore préférablement inférieur ou égal à 0,4 et encore d’autant davantage préférablement inférieur ou égal à 0,2. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être inférieur ou égal à 0,178 et de préférence inférieur ou égal à 0,164 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,149. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être supérieur ou égal à 0,03 et de préférence supérieur ou égal à 0,06 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,09. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être supérieur ou égal à 0,118 et de préférence peut être supérieur ou égal à 0,133 et davantage préférablement peut être supérieur ou égal à 0,148. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être dans la plage de 0,118 à 0,178 et de préférence peut être dans la plage de 0,133 à 0,164 et davantage préférablement peut être dans la plage de 0,148 à 0,149. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou dans l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être dans une plage comprise entre 0,25 et 0,4 ou 0,3 et 0,35. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être de 0,118, 0,12, 0,125, 0,13, 0,135, 0,14, 0,145, 0,15, 0,155, 0,16, 0,165, 0,17, 0,175, 0,178, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être défini comme : où : EI croisière (appauvri e ),SAF peut être défini comme : EI croisière (appauvri e ),FF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être inférieur ou égal à 0,98, de préférence inférieur ou égal à 0,95 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,92. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être inférieur ou égal à 0,914. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD est supérieur ou égal à 0,698, de préférence supérieur ou égal à 0,785 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,873. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être dans la plage de 0,698 à 0,980, de préférence dans la plage de 0,785 à 0,950 et davantage préférablement dans la plage de 0,873 à 0,914. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être de 0,69, 0,71, 0,73, 0,75, 0,77, 0,79, 0,81, 0,83, 0,85, 0,87, 0,89, 0,91, 0,93, 0,95, 0,97, ou 0,99, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être dans une plage comprise entre 0,91 et 0,99 ou 0,93 et 0,97. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI croisière (appauvri e ),SAF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière (appauvri e ),FF peut être défini comme : EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie est inférieur ou égal à 0,8, de préférence inférieur ou égal à 0,6, encore préférablement inférieur ou égal à 0,4, et encore davantage préférablement inférieur ou égal à 0,3. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être inférieur ou égal à 0,204, de préférence inférieur ou égal à 0,187 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,17. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être supérieur ou égal à 0,129, de préférence supérieur ou égal à 0,146 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,162. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être dans la plage de 0,129 à 0,204, de préférence dans la plage de 0,146 à 0,187 et davantage préférablement dans la plage de 0,162 à 0,170. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être dans une plage comprise entre 0,3 et 0,4 ou 0,3 et 0,35. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être de 0,12, 0,125, 0,13, 0,135, 0,14, 0,145, 0,15, 0,155, 0,16, 0,165, 0,17, 0,175, 0,18, 0,185, 0,19, 0,195, 0,2, 0,205, ou 0,21, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être défini comme : où : EI croisière (riche ),SAF peut être défini comme : EI croisière (riche ),FF peut être défini comme : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être inférieur ou égal à 0,9, de préférence inférieur ou égal à 0,8, encore préférablement inférieur ou égal à 0,7. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être inférieur ou égal à 0,564, de préférence inférieur ou égal à 0,517 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,47. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être supérieur ou égal à 0,3, de préférence supérieur ou égal à 0,337 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,375. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être dans la plage de 0,300 à 0,564, de préférence dans la plage de 0,337 à 0,517 et davantage préférablement dans la plage de 0,375 à 0,470. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être dans une plage comprise entre 0,45 et 0,7 ou 0,5 et 0,65. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être de 0,3, 0,32, 0,34, 0,36, 0,38, 0,4, 0,42, 0,44, 0,46, 0,48, 0,5, 0,52, 0,54, 0,56, 0,58, ou 0,6, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être défini comme : où : EI croisière (riche ),SAF peut être défini comme : et EI croisière (riche ),FF peut être défini comme : et où : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être inférieur ou égal à 0,95, de préférence inférieur ou égal à 0,9 et encore plus préférablement inférieur ou égal à 0,875. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être inférieur ou égal à 0,873, de préférence inférieur ou égal à 0,8 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,728. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être supérieur ou égal à 0,464, de préférence supérieur ou égal à 0,523 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,581. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être dans la plage de 0,464 à 0,873, de préférence dans la plage de 0,523 à 0,800 et davantage préférablement dans la plage de 0,581 à 0,728. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être dans une plage comprise entre 0,65 et 0,9 ou 0,7 et 0,85 ou 0,75 et 0,8. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être de 0,45, 0,475, 0,5, 0,525, 0,55, 0,575, 0,6, 0,625, 0,65, 0,675, 0,7, 0,725, 0,75, 0,775, 0,8, 0,825, 0,85, ou 0,875, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière (riche ),SAF peut être défini comme : EI croisière (riche ),FF peut être défini comme : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être supérieur à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être inférieur ou égal à 0,8 et de préférence inférieur ou égal à 0,6 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,4. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être inférieur ou égal à 0,307, de préférence inférieur ou égal à 0,281 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,256. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être supérieur ou égal à 0,163, de préférence supérieur ou égal à 0,183 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,203. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être dans la plage de 0,163 à 0,307, de préférence dans la plage de 0,183 à 0,281 et davantage préférablement dans la plage de 0,203 à 0,256. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être dans une plage comprise entre 0,3 et 0,5, ou 0,35 et 0,45. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être de 0,16, 0,165, 0,17, 0,175, 0,18, 0,185, 0,19, 0,195, 0,2, 0,205, 0,21, 0,215, 0,22, 0,225, 0,23, 0,235, 0,24, 0,245, 0,25, 0,255, 0,26, 0,265, 0,27, 0,275, 0,28, 0,285, 0,29, 0,295, 0,3, 0,305, ou 0,31, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Selon un trente-sixième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un trente-septième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être défini comme : où : EI croisière (appauvri e ),SAF peut être défini comme : EI croisière (appauvri e ),FF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un trente-huitième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI croisière (appauvri e ),SAF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière (appauvri e ),FF peut être défini comme : EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un trente-neuvième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être défini comme : où : EI croisière (riche ),SAF peut être défini comme : EI croisière (riche ),FF peut être défini comme : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarantième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être défini comme : où : EI croisière (riche ),SAF peut être défini comme : et EI croisière (riche ),FF peut être défini comme : et où : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-et-unième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, comprenant l’une ou plusieurs quelconques des caractéristiques suivantes : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière (riche ),SAF peut être défini comme : EI croisière (riche ),FF peut être défini comme : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le moteur à turbine à gaz est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-deuxième aspect, un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz de l’un ou plusieurs quelconques des trente-cinquième, trente-sixième, trente-septième, trente-huitième, trente-neuvième, quarantième, ou quarante-et-unième aspect est fourni, le procédé comprenant la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant. Selon un quarante-troisième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être défini comme : où : EI croisière (appauvri e ),SAF peut être défini comme : EI croisière (appauvri e ),FF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM de PMD en croisière appauvrie est supérieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être défini comme : où : EI croisière (appauvri e ),SAF peut être défini comme : EI croisière (appauvri e ),FF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI croisière (appauvri e ),SAF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; EI croisière (appauvri e ),FF peut être défini comme : EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être défini comme : où : EI croisière (riche ),SAF peut être défini comme : EI croisière (riche ),FF peut être défini comme : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être défini comme : où : E I croisière (riche ),SAF peut être défini comme : et EI croisière (riche ),FF peut être défini comme : et où : E I montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; E I approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; E I montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; E I approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; E I maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; et E I maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être défini comme : où : E I ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données, ou dans d’autres conditions de fonctionnement différentes, et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; E I ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; E I croisière (riche ),SAF peut être défini comme : EI croisière (riche ),FF peut être défini comme : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; E I montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; E I approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; et E I approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-quatrième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être défini comme : où : E I ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; E I maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; E I ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et E I maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-cinquième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être défini comme : où : EI croisière (appauvri e ),SAF peut être défini comme : EI croisière (appauvri e ),FF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; E I montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; E I maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et E I montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI maxTO,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz peut être inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-sixième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être défini comme : où : EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; EI croisière (appauvrie ) ,SAF peut être défini comme : EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; E I montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; E I ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; E I croisière (appauvrie ) ,FF peut être défini comme : EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et E I montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-septième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être défini comme : où : EI croisière (riche ),SAF peut être défini comme : EI croisière (riche ),FF peut être défini comme : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; E I approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; E I montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; et E I approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-huitième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être défini comme : où : EI croisière (riche ),SAF peut être défini comme : et EI croisière (riche ),FF peut être défini comme : et où : E I montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable ; E I approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; E I montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; E I approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; E I maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; et E I maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 100 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI montée,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Selon un quarante-neuvième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être défini comme : où : E I ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant comprend un carburant aviation durable (SAF) ; E I ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 7 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; E I croisière (riche ),SAF peut être défini comme : EI croisière (riche ),FF peut être défini comme : EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; E I montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 85 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; E I approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable ; et E I approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz lors du fonctionnement à environ 30 % de la poussée disponible dans les mêmes conditions de fonctionnement dans lesquelles EI ralenti,SAF est calculé si un carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant hydrocarboné à base fossile ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche du moteur à turbine à gaz est inférieur à 1 ; et le procédé comprend la fourniture de carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être tel que défini ci-dessus en relation avec le trente-cinquième aspect. Dans l’un quelconque des aspects définis ci-dessus, l’un ou plusieurs quelconques des indices d’émissions du moteur à turbine à gaz peuvent être définis comme suit : EI maxTO peut être dans la plage de 4,96 à 145 mg/kg et de préférence dans la plage de 5,58 à 133 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 6,21 à 121 mg/kg. EI maxTO peut être dans la plage de 4,96 à 93,3 mg/kg et de préférence dans la plage de 5,58 à 85,5 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 6,21 à 77,8 mg/kg. EI maxTO peut être dans la plage de 4,96 à 144 mg/kg et de préférence dans la plage de 5,58 à 132 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 6,21 à 120 mg/kg. EI maxTO peut être dans la plage de 7,69 à 145 mg/kg et de préférence dans la plage de 8,65 à 133 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 9,61 à 121 mg/kg. EI montée peut être dans la plage de 1,82 à 124 mg/kg et de préférence dans la plage de 2,05 à 114 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 2,28 à 103 mg/kg. EI montée,SAF peut être dans la plage de 1,82 à 58,6 mg/kg et de préférence dans la plage de 2,05 à 53,7 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 2,28 à 48,9 mg/kg. EI montée,SAF peut être dans la plage de 1,82 à 123 mg/kg et de préférence dans la plage de 2,05 à 113 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 2,28 à 102 mg/kg. EI montée,FF peut être dans la plage de 3,84 à 124 mg/kg et de préférence dans la plage de 4,32 à 114 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 4,80 à 103 mg/kg. EI approche peut être dans la plage de 0,0328 à 17,6 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0369 à 16,2 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0410 à 14,7 mg/kg. EI approche,SAF peut être dans la plage de 0,0328 à 2,70 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0369 à 2,48 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0410 à 2,25 mg/kg. EI approche,SAF peut être dans la plage de 0,0328 à 17,5 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0369 à 16,1 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0410 à 14,6 mg/kg. EI approche,FF peut être dans la plage de 0,213 à 17,6 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,240 à 16,2 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,267 à 14,7 mg/kg. EI ralenti peut être dans la plage de 0,118 à 41,4 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,132 à 38,0 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,147 à 34,5 mg/kg. EI ralenti,SAF peut être dans la plage de 0,118 à 3,97 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,132 à 3,64 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,147 à 3,31 mg/kg. EI ralenti,SAF peut être dans la plage de 0,118 à 41,3 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,132 à 37,9 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,147 à 34,4 mg/kg. EI ralenti,FF peut être dans la plage de 1,23 à 41,4 mg/kg et de préférence dans la plage de 1,38 à 38,0 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 1,54 à 34,5 mg/kg. Les déclarations suivantes peuvent s’appliquer à l’un quelconque des premier à quarante-neuvième aspects définis ci-dessus : Les tuyères de pulvérisation de carburant peuvent comprendre une ou plusieurs tuyères duplex et une ou plusieurs tuyères à flux unique. Le dispositif combustor peut comprendre 10 à 14 tuyères de pulvérisation de carburant duplex. Le dispositif combustor peut comprendre 4 à 8 tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique. Les tuyères de pulvérisation de carburant duplex peuvent être agencées en groupes autour de la circonférence du dispositif combustor. Les groupes de tuyères de pulvérisation de carburant duplex peuvent comprendre au moins deux groupes agencés diamétralement opposés l’un à l’autre. Chaque groupe de tuyères de pulvérisation de carburant duplex peut comprendre 2 à 8 tuyères. Le dispositif combustor peut comprendre un ou plusieurs allumeurs. Le, ou chaque, allumeur peut être agencé adjacent à une ou plusieurs des tuyères de pulvérisation de carburant duplex. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être dans la plage de 2,5 à 4,5. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être dans la plage de 3 à 4. Le carburant fourni au dispositif combustor peut comprendre un % SAF dans la plage de 50 % à 100 % Le carburant fourni au dispositif combustor peut comprendre un % SAF dans la plage de 70 % à 100 %. Le carburant fourni au dispositif combustor peut comprendre un % SAF dans la plage de 90 % à 100 %. L’une quelconque des caractéristiques divulguées ci-dessus en relation avec un aspect peut être combinée à la caractéristique d’un autre aspect sauf si elles sont mutuellement exclusives. 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’un dispositif 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 dispositif combustor, 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). Un moteur selon la présente divulgation peut être un moteur à turbine à gaz. Un tel moteur peut être un moteur à double flux à entraînement direct dans lequel la soufflante est directement reliée à la turbine d’entraînement de soufflante, par exemple sans réducteur, par l’intermédiaire d’un arbre de cœur. Dans un tel moteur à double flux à entraînement direct, la soufflante peut être dite rotative à la même vitesse de rotation que la turbine d’entraînement de soufflante. Strictement à titre d’exemple, la turbine d’entraînement de soufflante peut être une première turbine, l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur, et le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre une seconde turbine et un deuxième arbre de cœur reliant la seconde turbine au compresseur. La seconde turbine, le compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, la seconde turbine peut être positionnée axialement en amont de la première turbine. Le compresseur peut être un premier compresseur et le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un second compresseur. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre une troisième turbine et un troisième arbre de cœur reliant la troisième turbine au second compresseur. La troisième turbine, le second compresseur, et le troisième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du deuxième arbre de cœur. Dans un tel agencement, la troisième turbine peut être positionnée axialement en amont de la deuxième turbine. Un moteur selon la présente divulgation peut être un moteur à turbine à gaz à engrenages. Dans un tel agencement, le moteur a une soufflante qui est entraînée par l’intermédiaire d’un réducteur. En conséquence, un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre un réducteur qui reçoit une entrée de l’arbre de cœur et délivre un entraînement à la soufflante de manière à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à celle de l’arbre de cœur. L’entrée vers le réducteur peut être directement à partir de l’arbre de cœur, ou indirectement à partir de l’arbre de cœur, par exemple par l’intermédiaire d’un arbre et/ou engrenage droits. L’arbre de cœur peut solidariser la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse plus basse). Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n’importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n’importe quel nombre souhaité d’arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d’exemple uniquement, la turbine reliée à l’arbre de cœur peut être une première turbine, le compresseur relié à l’arbre de cœur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une deuxième turbine, un deuxième compresseur et un deuxième arbre de cœur reliant la deuxième turbine au deuxième compresseur. La deuxième turbine, le deuxième compresseur et le deuxième arbre de cœur peuvent être agencés pour tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, le deuxième compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le deuxième compresseur peut être agencé pour recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple par l’intermédiaire d’un conduit généralement annulaire) un écoulement depuis le premier compresseur. Le réducteur peut être agencé pour être entraîné par l’arbre de cœur qui est conçu pour tourner (par exemple en cours d’utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple le premier arbre de cœur dans l’exemple ci-dessus). Par exemple, le réducteur peut être agencé pour être entraîné uniquement par l’arbre de cœur qui est conçu pour tourner (par exemple en cours d’utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple uniquement par le premier arbre de cœur, et non le deuxième arbre de cœur, dans l’exemple ci-dessus). En variante, le réducteur peut être agencé pour être entraîné par n’importe quel ou quels arbres, par exemple les premier et/ou deuxième arbres dans l’exemple ci-dessus. Le réducteur peut être une boîte de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l’entrée depuis l’arbre de cœur). N’importe quel type de réducteur peut être utilisé. Par exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ou « en étoile », tel que décrit d’une manière plus détaillée ailleurs dans le présent document. Un tel réducteur peut être un étage unique. En variante, un tel réducteur peut être un réducteur composé, par exemple un réducteur planétaire composé (qui peut avoir l’entrée sur l’engrenage solaire et la sortie sur la couronne dentée, et donc être dénommé réducteur « en étoile composé »), par exemple à deux étages de réduction. Le réducteur peut avoir l’un quelconque rapport d’engrenage 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 le rapport d’engrenage peut être supérieur à, ou peut être l’un quelconque des suivants : 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4,0, 4,1 ou 4,2. Le rapport d’engrenage peut être une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Le rapport d’engrenage peut être, par exemple, supérieur à 2,5, par exemple dans la plage allant de 3,0 à 4,2, ou allant de 3,2 à 3,8. Strictement à titre d’exemple, le réducteur peut être un réducteur en « étoile » ayant un rapport d’engrenage dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,0 à 3,1. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,3 à 3,6, ou allant de 3,6 à 4,2. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur composé, par exemple un réducteur en étoile composé, ayant un rapport d’engrenage de, ou d’au moins : 4,0, 4,5, 5,0, 5,5, 6,0, 6,5, 7,0, 7,5, 8,0, 8,5, 9,0, 9,5, 10,0, 10,5, 11,0, 11,5, 12,0, 12,5, 13,0, 13,5, 14,0. Le rapport d’engrenage d’un réducteur composé, par exemple un réducteur en étoile composé, 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 allant de 4,0 à 14,0, ou de 6,0 à 12,0, ou de 8,0 à 10,0. 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 un dispositif combustor, qui peut être fourni en aval de la soufflante et du ou des compresseurs par rapport au trajet d’écoulement (par exemple axialement en aval). Par exemple, le dispositif combustor peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) deuxième compresseur, lorsqu’un deuxième compresseur est fourni. À titre d’exemple supplémentaire, le flux à la sortie du dispositif combustor peut être fourni à l’entrée de la deuxième turbine, lorsqu’une deuxième turbine est fournie. Le dispositif combustor peut être fourni en amont de la ou des turbines. Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le deuxième compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n’importe quel nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’ailettes 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’ailettes 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 11, 12, 13, 14, ou 15 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 8, 9, 10 ou 11 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). Alternativement, un tel moteur peut, par exemple, comprendre 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et soit 8, 9, 10 ou 11 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). Alternativement, un tel moteur peut, par exemple, comprendre 7, 8 ou 9 étages dans un premier compresseur (ou « à pression intermédiaire ») et 5, 6 ou 7 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » (dans lequel la soufflante est entraînée par un premier arbre de cœur par l’intermédiaire d’une boîte de réduction) comprenant 11, 12, 13, 14 ou 15 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, 9, ou 10 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 10 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la deuxième turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre n’importe quel nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée d’aubes de rotor et une rangée d’aubes de stator, ou inversement, selon le besoin. Les rangées respectives d’ailettes de rotor et d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. Dans chaque étage, la rangée d’ailettes de rotor peut être agencée en aval de la rangée respective d’aubes de stator. À titre d’exemple, le moteur à turbine à gaz peut comprendre 5, 6, 7, 8, ou 9 étages de turbine. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz « à engrenages » comprenant 5, 6, ou 7 étages de turbine. Un tel moteur à turbine à gaz à engrenages peut comprendre une deuxième turbine (« haute pression ») ayant 2 étages. Un tel moteur à turbine à gaz à engrenages peut comprendre une première turbine (ou « basse pression ») ayant 3, ou 4 étages. À titre d’exemple supplémentaire, 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 3, 4, 5, 6 ou 7 étages. Un tel moteur à turbine à gaz à entraînement direct peut comprendre une deuxième turbine (ou « haute pression ») ayant 2 étages. Alternativement, un tel moteur peut, par exemple, comprendre une deuxième turbine (ou « à pression intermédiaire ») ayant 1, 2 ou 3 étages. Un tel moteur à turbine à gaz à entraînement direct peut également comprendre une troisième turbine (ou « haute pression ») ayant 1, 2 ou 3 étages. À titre d’exemple supplémentaire, la première turbine (ou « basse pression ») peut comprendre 6 étages et la troisième turbine (ou « haute pression ») peut comprendre 1 étage. Chaque ailette 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 peut être l’un quelconque de : 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,30, 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 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 allant de 0,28 à 0,32, ou de 0,29 à 0,30. Ces rapports peuvent être couramment désignés comme le rapport du moyeu à la pointe. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport du moyeu à la pointe peut être dans la plage allant de 0,40 à 0,50, de 0,42 à 0,48, ou de 0,43 à 0,47. 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’ailette. Le rapport du moyeu à la pointe fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de l’ailette 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 ailette 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, peut être l’un quelconque de : 110 cm, 120 cm, 130 cm, 140 cm, 150 cm, 160 cm, 170 cm, 180 cm, 190 cm, 200 cm, 205 cm, 206 cm, 207 cm, 208 cm, 209 cm, 210 cm, 211 cm, 212 cm, 213 cm, 214 cm, 215 cm, 216 cm, 217 cm, 218 cm, 219 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), 345 cm, 350 cm, 355 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 allant de 110 cm à 120 cm, 120 cm à 130 cm, 210 cm à 240 cm, de 250 cm à 280 cm, de 320 cm à 380 cm, ou 380 cm à 420 cm. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le diamètre de soufflante peut être dans la plage allant de 170 cm à 180 cm, 190 cm à 200 cm, 200 cm à 210 cm, 210 cm à 220 cm, 210 cm à 230 cm, 220 cm à 230 cm, 260 à 270 cm, 280 cm à 290 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 dans des conditions de croisière peut être inférieure à, ou peut être l’une quelconque des suivantes : 3 500 tr/min, 3 450 tr/min, 3 400 tr/min, 3 350 tr/min, 3 300 tr/min, 3 250 tr/min, 3 200 tr/min, 3 150 tr/min, 3 100 tr/min, 3 050 tr/min, 3 000 tr/min, 2 950 tr/min, 2 900 tr/min, 2 850 tr/min, 2 800 tr/min, 2 750 tr/min, 2 700 tr/min, 2 650 tr/min, 2 600 tr/min, 2 550 tr/min, 2 500 tr/min, 2 450 tr/min, 2 400 tr/min, 2 350 tr/min, 2 300 tr/min, 2 250 tr/min, 2 200 tr/min, 2 150 tr/min, 2 100 tr/min, 2 050 tr/min, 2 000 tr/min, 1 950 tr/min, 1 900 tr/min, 1 850 tr/min, 1 800 tr/min, 1 750 tr/min, 1 700 tr/min, 1 650 tr/min, 1 600 tr/min, 1 550 tr/min, 1 500 tr/min, 1 450 tr/min, 1 400 tr/min, 1 350 tr/min, 1 300 tr/min, 1 250 tr/min, 1 200 tr/min, 1 150 tr/min, 1 100 tr/min, 1 050 tr/min, 1 000 tr/min, ou 950 tr/min. La vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des 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, de 2 750 tr/min à 2 800 tr/min, ou 2 800 à 2 900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des 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 tr/min à 2 800 tr/min, ou de 2 500 tr/min à 2 750 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des 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 tr/min à 1 800 tr/min, ou de 1 500 tr/min à 1 700 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 380 cm à 420 cm peut être dans la plage allant de 950 tr/min à 1 500 tr/min, de 950 tr/min à 1 200 tr/min, de 950 tr/min à 1 100 tr/min, de 950 tr/min à 1 050 tr/min, de 950 tr/min à 1 000 tr/min, ou de 1 000 tr/min à 1 050 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 170 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 3 400 à 4 600 tr/min, par exemple de 3 600 à 4 600 tr/min, ou de 3 600 à 3 900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 350 cm peut être dans la plage allant de 1 800 à 3 200 tr/min, ou de 1 950 à 2 900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 270 cm à 290 cm peut être dans la plage allant de 1 800 à 2 900 tr/min, ou de 2 050 à 2 700 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante dans des conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 290 cm à 310 cm peut être dans la plage allant de 1 800 à 2 950 tr/min, ou de 2 100 à 2 700 tr/min. En cours d’utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les ailettes de soufflante associées) tourne autour d’un axe de rotation. Cette rotation entraîne le mouvement de l'extrémité de l'aube de soufflante à une vitesse Utip. Le travail effectué par les aubes de soufflante sur le flux entraîne une augmentation d’enthalpie dH spécifique du flux. Une charge de pointe de soufflante peut être définie par dH/Upointe2, où dH est l’augmentation d’enthalpie spécifique (par exemple l’augmentation d’enthalpie spécifique moyenne 1-D) à travers la soufflante et Upointe 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 comme un rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d’attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante dans des conditions de croisière peut être supérieure à, ou peut être l’une quelconque des suivantes : 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, 0,20, 0,21, 0,22, 0,23, 0,24, 0,25, 0,26, 0,27, 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 0,40 (toutes les valeurs étant sans dimension). La charge de pointe de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0,15 à 0,20, de 0,28 à 0,35, de 0,29 à 0,35, de 0,29 à 0,30, ou de 0,30 à 0,35 (par exemple pour un moteur à turbine à gaz à engrenages). Des moteurs à turbine à gaz conformément à la présente description peuvent avoir n’importe quel rapport de dérivation (BPR) souhaité, où le rapport de dérivation est défini comme le rapport du débit massique de l’écoulement à travers le conduit de dérivation au débit massique de l’écoulement à travers le cœur. Dans certains agencements le rapport de dérivation dans des conditions de croisière peut être supérieur à, ou peut être l’un quelconque des suivants : 3, 3,5, 4, 4,5, 5, 5,5, 6, 6,5, 7, 7,5, 8, 8,5, 9, 9,5, 10, 10,1, 10,2, 10,3, 10,4, 10,5, 10,6, 10,7, 10,8, 10,9, 11, 11,1, 11,2, 11,3, 11,4, 11,5, 11,6, 11,7, 11,8, 11,9, 12, 12,1, 12,2, 12,3, 12,4, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de dérivation dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 3,5 à 6,5, 4 à 6, 4 à 5, 5 à 6, 12 à 16, 13 à 15, ou 13 à 14. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de dérivation dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct selon la présente divulgation peut être dans la plage allant de 8 à 1, de 8 à 10, de 9 à 11, de 9 à 10, de 10 à 16, de 12 à 16, de 13 à 15, ou de 13 à 14. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de dérivation dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages selon la présente divulgation peut être dans la plage allant de 10 à 12, de 12 à 15, ou de 12,5 à 15. Le conduit de dérivation peut être au moins sensiblement annulaire. Le conduit de dérivation peut être radialement à l’extérieur du bloc réacteur. La surface radialement externe du conduit de dérivation peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. Le rapport de pression global (OPR) d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation en sortie du compresseur à pression la plus élevée (avant une entrée dans le dispositif combustor) à la pression de stagnation en amont de la soufflante. À titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici dans des conditions de croisière peut être supérieur à, ou peut être l’un quelconque des suivants : 25, 30, 31, 32, 33, 34, 35, 36, 37, 38, 39, 40, 41, 42, 43, 44, 45, 46, 47, 48, 49, 50, 51, 52, 53, 54, 55, 56, 57, 58, 59, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 30 à 40 ou de 50 à 70. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 120 cm peut être dans la plage allant de 30 à 40, ou 31 à 36. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 120 cm à 130 cm peut être dans la plage allant de 30 à 40, ou 31 à 36. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global dans des 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 44. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global dans des 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 44 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 dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 170 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 35 à 60, ou de 40 à 50. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 350 cm peut être dans la plage allant de 35 à 60, ou de 40 à 50. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 260 cm à 285 cm peut être dans la plage allant de 35 à 60, ou de 35 à 50. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de pression global dans des conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 270 cm à 290 cm peut être dans la plage allant de 35 à 60, ou de 37 à 47. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de pression global dans des conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 290 cm à 310 cm peut être dans la plage allant de 35 à 60, ou de 37 à 47. 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 au dispositif combustor. Dans des conditions de croisière, la poussée spécifique d’un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à, ou peut être l’une quelconque des suivantes : 150 Nkg -1 s, 145 Nkg -1 s, 140 Nkg -1 s, 135 Nkg -1 s, 130 Nkg -1 s, 125 Nkg -1 s, 120 Nkg -1 s, 115 Nkg -1 s, 110 Nkg-1s, 105 Nkg-1s, 100 Nkg-1s, 99 Nkg-1s, 98 Nkg-1s, 97 Nkg-1s, 96 Nkg-1s, 95 Nkg-1s, 94 Nkg-1s, 93 Nkg-1s, 92 Nkg-1s, 91 Nkg-1s, 90 Nkg-1s, 89 Nkg-1s, 88 Nkg-1s, 87 Nkg-1s, 86 Nkg-1s, 85 Nkg-1s, 80 Nkg-1s, 75 Nkg -1 s, 70 Nkg -1 s, 65 Nkg -1 s, 60 Nkg -1 s, 55 Nkg -1 s, 50 Nkg -1 s, 45 Nkg -1 s, 40 Nkg -1 s, 35 Nkg -1 s, 30 Nkg -1 s, 25 Nkg -1 s, 20 Nkg -1 s ou 15 Nkg -1 s. La poussée spécifique dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 80 Nkg-1s à 100 Nkg-1s, de 85 Nkg-1s à 100 Nkg-1s, ou de 92 Nkg-1s à 100 Nkg-1s. 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 dans des 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 90 Nkg-1s à 98 Nkg-1s, ou de 92 Nkg-1s à 98 Nkg-1s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique dans des 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 90 Nkg-1s à 100 Nkg-1s, ou de 95 Nkg-1s à 100 Nkg-1s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 70 Nkg-1s à 95 Nkg-1s, de 80 Nkg-1s à 95 Nkg-1s, ou de 85 Nkg-1s à 95 Nkg-1s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 170 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 20 Nkg-1s à 90 Nkg-1s, de 20 Nkg-1s à 80 Nkg-1s, ou de 25 Nkg-1s à 70 Nkg-1s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 350 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg-1s à 120 Nkg-1s, ou de 100 Nkg-1s à 115 Nkg-1s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 260 cm à 285 cm peut être dans la plage allant de 20 Nkg-1s à 120 Nkg-1s, de 30 Nkg-1s à 115 Nkg-1s, ou de 40 Nkg-1s à 115 Nkg-1s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 270 cm à 290 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg-1s à 120 Nkg-1s, ou de 95 Nkg-1s à 115 Nkg-1s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 290 cm à 310 cm peut être dans la plage allant de 95 Nkg-1s à 130 Nkg-1s, ou de 105 Nkg-1s à 125 Nkg-1s. Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n’importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d’exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale d’au moins, peut être l’une quelconque des suivantes : 50 kN, 55 kN, 56 kN, 57 kN, 58 kN, 59 kN, 60 kN, 61 kN, 62 kN, 63 kN, 64 kN, 65 kN, 66 kN, 67 kN, 68 kN, 69 kN, 70 kN, 71 kN, 72 kN, 73 kN, 74 kN, 75 kN, 76 kN, 77 kN, 78 kN, 79 kN, 80 kN, 90 kN, 100 kN, 105 kN, 110 kN, 115 kN, 120 kN, 125 kN, 130 kN, 131 kN, 132 kN, 133 kN, 134 kN, 135 kN, 136 kN, 137 kN, 138 kN, 139 kN, 140 kN, 141 kN, 142 kN, 143 kN, 144 kN, 145 kN, 146 kN, 147 kN, 148 kN, 149 kN, 150 kN, 151 kN, 152 kN, 153 kN, 154 kN, 155 kN, 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 375 kN, 400 kN, 425 kN, 450 kN, 475 kN, 500 kN, 525 kN, 550 kN, 600 kN, 650 kN, ou 700 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). Strictement à titre d’exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage allant de 50 kN à 85 kN, de 57 kN à 78 kN, de 60 kN à 73 kN, de 60 kN à 70 kN, de 65 kN à 150 kN, de 105 kN à 150 kN, 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 130 kN à 160 kN, ou de 130 kN à 150 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 130 kN à 200 kN, ou 135 kN à 180 kN, ou 135 kN à 170 kN, ou 135 kN à 160 kN, ou 135 kN à 150 kN, ou 135 kN ou 145 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 170 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 100 kN à 200 kN, de 110 kN à 180 kN, ou de 120 kN à 170 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 110 cm à 120 cm peut être dans la plage allant de 60 kN à 70 kN, ou de 60 kN à 65 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 120 cm à 130 cm peut être dans la plage allant de 65 kN à 75 kN, ou de 67 kN à 73 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 350 cm peut être dans la plage allant de 250 kN à 600 kN, de 270 kN à 550 kN, de 300 kN à 500 kN, de 300 kN à 400 kN ou de 425 kN à 525 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 260 cm à 285 cm peut être dans la plage allant de 250 kN à 450 kN, de 250 kN à 400 kN, ou de 250 kN à 350 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 270 cm à 290 cm peut être dans la plage allant de 250 kN à 500 kN, de 275 kN à 400 kN, ou de 275 kN à 375 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 290 cm à 310 cm peut être dans la plage allant de 250 kN à 550 kN, de 300 kN à 525 kN, ou de 300 kN à 500 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques types au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec le moteur statique. En cours d’utilisation, la température du flux à l’entrée de la turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, qui peut être dénommée TET, peut être mesurée en sortie du dispositif combustor, 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 au dispositif combustor. Dans des conditions de croisière, la TET peut être au moins, ou peut être l’une quelconque des suivantes : 1400 K, 1450 K, 1455 K, 1460 K, 1465 K, 1470 K, 1475 K, 1480 K, 1490 K, 1495 K, 1500 K, 1505 K, 1510 K, 1515 K, 1520 K, 1525 K, 1530 K, 1535 K, 1540 K, 1545 K, 1550 K, 1555 K, 1560 K, 1565 K, 1570 K, 1575 K, 1580 K, 1585 K, 1590 K, 1595 K, 1600 K, 1650 K, 1700 K ou 1750 K. La TET dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Ainsi, strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des 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, ou 1 570 K à 1 590 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des 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 1 525 K à 1 650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1 550 K à 1 660 K, ou 1 550 K à 1 600 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 170 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 1 400 K à 1 650 K, ou de 1 425 K à 1 625 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 350 cm peut être dans la plage allant de 1 400 K à 1 650 K, de 1 425 K à 1 575 K, de 1 425 K à 1 525 K, ou de 1 475 K à 1 550 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 260 cm à 285 cm peut être dans la plage allant de 1 400 K à 1 650 K, ou de 1 425 K à 1 625 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 270 cm à 290 cm peut être dans la plage allant de 1 400 K à 1 600 K, de 1 425 K à 1 575 K, ou de 1 450 K à 1 550 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 290 cm à 310 cm peut être dans la plage allant de 1 400 K à 1 650 K, de 1 450 K à 1 600 K, ou de 1 475 K à 1 575 K. La TET dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de TET du présent paragraphe (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 cours d’utilisation du moteur peut être au moins, ou peut être l’une quelconque des suivantes : 1700 K, 1750 K, 1755 K, 1760 K, 1765 K, 1770 K, 1775 K, 1780 K, 1785 K, 1790 K, 1795 K, 1800 K, 1805 K, 1810 K, 1815 K, 1820 K, 1825 K, 1830 K, 1835 K, 1840 K, 1845 K, 1850 K, 1855 K, 1860 K, 1865 K, 1870 K, 1875 K, 1880 K, 1885 K, 1890 K, 1895 K, 1900 K, 1905 K, 1910 K, 1915 K, 1920 K, 1925 K, 1930 K, 1935 K, 1940 K, 1945 K, 1950 K, 1955 K, 1960 K, 1965 K, 1970 K, 1975 K, 1980 K, 1985 K, 1990 K, 1995 K, 2000 K, 2050 K ou 2100 K. La TET maximale en cours d’utilisation du moteur peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de TET du présent paragraphe (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Ainsi, strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1 800 K à 1 960 K, de 1 850 K à 1 960 K, de 1 875 K à 1 960 K, de 1 900 K à 1 960 K, ou de 1 900 K à 1 950 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 1 700 K à 1 960 K, de 1 750 K à 1 900 K, de 1 750 K à 1 850 K, ou de 1 750 K à 1 800 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 1 800 K à 1 960 K, de 1 800 K à 1 900 K, ou de 1 850 K à 1 900 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 170 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 1 700 K à 1 950 K, ou de 1 750 K à 1 900 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 350 cm peut être dans la plage allant de 1 700 K à 1 950 K, de 1 750 K à 1 900 K, ou de 1 775 K à 1 900 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 260 cm à 285 cm peut être dans la plage allant de 1 700 K à 1 950 K, ou de 1 750 K à 1 900 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 270 cm à 290 cm peut être dans la plage allant de 1 750 K à 1 950 K, ou de 1 800 K à 1 900 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 290 cm à 310 cm peut être dans la plage allant de 1 750 K à 2 000 K, ou de 1 800 K à 1 950 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). Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir l’une quelconque taille de compresseur haute pression souhaitée, également connue sous le nom de taille de cœur. La taille de cœur définit la taille du cœur du moteur. La taille de cœur de moteur peut être définie comme : Où = le débit massique, en livres par seconde, de l’air à l’entrée du compresseur haute pression, = la température, en Kelvin, de l’air à la sortie du compresseur haute pression, et = la pression, en livres pouces par seconde carrée par pouce carré, de l’air à la sortie du compresseur haute pression. Une unité de taille de cœur s’exprime donc comme : Dans des conditions de croisière, la taille de cœur peut être au moins, ou peut être l’une quelconque des suivantes : 2, 2,5, 3, 3,5, 4, 4,5, 5, 5,5, 6, 6,5, 7, 7,5, 8, 8,5, 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. La taille de cœur dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Ainsi, strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des 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 3 à 8, 3,5 à 7, 4 à 6,5, 4,5 à 6,5, ou 5 à 6. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des 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 7 à 15, 8 à 14, 9 à 13, 10 à 12,5 ou 11 à 12. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à engrenages ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 5 à 13, 6,5 à 12,5, 7,5 à 11,5, 8,5 à 10,5, ou 9 à 10. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 110 cm à 130 cm peut être dans la plage allant de 3 à 8, 3,5 à 7, 4 à 6,5, 4,5 à 6,5, ou 5 à 6. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 170 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 3 à 12, 3,5 à 11, 3,5 à 10, 3,5 à 9, 3,5 à 8, 4 à 7, 4 à 6,5, 4,5 à 6,5, ou 5 à 6. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 350 cm peut être dans la plage allant de 9 à 17, 10 à 16, 11 à 16, 13 à 14,5 ou 13 à 14. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 260 cm à 285 cm peut être dans la plage allant de 3 à 12, 3,5 à 11, 3,5 à 10, 3,5 à 9, 3,5 à 8, 4 à 7, 4 à 6,5, 4,5 à 6,5, ou 5 à 6. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 270 cm à 290 cm peut être dans la plage allant de peut être dans la plage allant de 9 à 13, 10,5 à 12,5, ou 11 à 12. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la taille de cœur dans des conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 290 cm à 310 cm peut être dans la plage allant de 11 à 16, 12 à 15, 13 à 15, ou 13 à 14,5. La taille de cœur dans des conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de taille de cœur ci-dessus (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 4,5 à 9,5. Une partie d’ailette de soufflante et/ou de profil aérodynamique d’une ailette de soufflante décrite et/ou revendiquée ici peut être fabriquée à partir de n’importe quel matériau ou combinaison de matériaux approprié. Par exemple au moins une partie de 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’ailette 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’ailette de soufflante peut comprendre au moins deux régions fabriquées en utilisant des matériaux différents. Par exemple, l’ailette 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’ailette. 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’ailette 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. L’aube de soufflante peut avoir un poids d’au moins, ou peut être l’un quelconque des suivants : 3,0 kg, 3,5 kg, 4,0 kg, 4,5 kg, 5,0 kg, 5,5 kg, 6,0 kg, 6,5 kg, 7,0 kg, 7,5 kg, 8,0 kg, 8,5 kg, 9,0 kg, 9,5 kg, 10,0 kg, 10,5 kg, 11,0 kg, 11,5 kg, 12,0 kg, 12,5 kg, 13,0 kg, 13,5 kg, 14,0 kg, 14,5 kg, 15,0 kg, 15,5 kg, 16,0 kg, 16,5 kg, 17,0 kg, 17,5 kg, 18,0 kg, 18,5 kg, 19,0 kg, 19,5 kg, ou 20,0 kg. Le poids de l’aube de soufflante peut être dans une plage incluse délimitée par deux quelconques des valeurs de poids d’aube de soufflante de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). Par exemple, le poids de l’aube de soufflante d’une turbine à gaz « à engrenages » ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 3,0 kg à 6,0 kg, ou 4,0 kg à 6,0 kg, ou de 5,0 kg à 5,5 kg. Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les ailettes de soufflante peuvent s’étendre, par exemple dans une direction radiale. Les ailettes de soufflante peuvent être reliées à la partie centrale de n’importe quelle manière souhaitée. Par exemple, chaque ailette 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’ailette 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 ailettes de soufflante peut être usinée à partir d’un bloc et/ou au moins une partie des ailettes de soufflante peut être reliée au moyeu/disque par soudure, telle qu’une soudure par friction linéaire. Les moteurs à turbine à gaz décrits et/ou revendiqués ici peuvent être ou non pourvus d’une tuyère à section variable (VAN). Une telle tuyère à section variable peut permettre de faire varier l'aire de sortie du conduit de dérivation en cours d'utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s’appliquer à des moteurs avec ou sans VAN. La soufflante d’une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n’importe quel nombre souhaité d’ailettes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 ailettes de soufflante. Lorsque les aubes de soufflante ont un corps composite à fibres de carbone, il peut y avoir 14, 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. Lorsque le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur, le moteur à turbine à gaz peut comprendre deux étages d’hélice contrarotatifs fixés à et entraînés par une turbine de puissance libre par l’intermédiaire d’un arbre. Les hélices peuvent tourner dans des sens opposés de sorte que l’une tourne dans le sens horaire et l’autre dans le sens anti-horaire autour de l’axe de rotation du moteur. En variante, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un étage d’hélice et un étage d’aubes directrices conçu en aval de l’étage d’hélice. L’étage d’aubes directrices peut être à pas variable. Ainsi, les turbines à haute pression, à pression intermédiaire et à puissance libre peuvent respectivement entraîner des hélices et des compresseurs à pression élevée et intermédiaire par des arbres d’interconnexion appropriés. Ainsi, les hélices peuvent fournir la majorité de la poussée de propulsion. Dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur, un ou plusieurs des étages d’hélice peuvent être entraînés par un réducteur. Le réducteur peut être du type décrit ici. Tels qu’ils sont utilisés ici, les termes ralenti, roulage, décollage, montée, croisière, descente, approche, et atterrissage (ou une ou plusieurs parties de ceux-ci) ont la signification classique et seraient aisément compris par l’homme du métier. Ainsi, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement que chaque terme se réfère à la totalité, ou une ou plusieurs parties, d’une phase de fonctionnement du moteur au sein d’une mission donnée d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. Strictement à titre d’exemple non limitatif, 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 pour le moteur de marcher. Par exemple, au ralenti, le moteur peut produire entre 3 % et 9 % de la poussée disponible du moteur. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 5 % et 8 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 6 % et 7 % de la poussée disponible. Strictement à titre d’exemple non limitatif, 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. Par exemple, pendant le roulage, le moteur peut produire entre 5 % et 15 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 6 % et 12 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 7 % et 10 % de la poussée disponible. Strictement à titre d’exemple non limitatif, 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. Par exemple, pendant le décollage, le moteur peut produire entre 90 % et 100 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 95 % et 100 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire 100 % de la poussée disponible. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la montée peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. Par exemple, pendant la montée, le moteur peut produire entre 75 % et 100 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 80 % et 95 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 85 % et 90 % de la poussée disponible. Par exemple, la montée peut se référer à une phase de fonctionnement au sein d’un cycle de vol d’aéronef entre le décollage et l’arrivée dans des conditions de croisière, l’arrivée dans des conditions de croisière définissant ainsi le début de la phase de croisière, ou une portion de celle-ci, du vol d’aéronef. En complément ou alternativement, la montée peut se référer à, par exemple, un point nominal dans, ou une ou plusieurs périodes nominales pendant, un cycle de vol d’aéronef entre le décollage et l’atterrissage, où une augmentation relative de l’altitude est requise, ce qui peut nécessiter une demande supplémentaire de poussée du moteur. Telles qu’elles sont utilisées ici, les conditions de croisière, qui peuvent définir la phase de croisière, ont une signification classique et seront aisément comprises par l’homme du métier. Ainsi pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, des conditions de croisière peuvent se référer au point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d’une mission donnée (qui peut être dénommée dans l’industrie « mission économique ») d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. En ce sens, la mi-croisière peut être envisagée en guise de point dans un cycle de vol d’aéronef au niveau duquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian – en termes de temps et/ou de distance – entre la fin de la montée et le début de la descente). Des conditions de croisière peuvent ainsi définir un point de fonctionnement du moteur à turbine à gaz qui fournit une poussée qui assurerait un fonctionnement en régime permanent (c’est-à-dire le maintien d’une altitude constante et/ou d’un nombre de Mach constant), ou au moins un fonctionnement en régime sensiblement permanent (c’est-à-dire le maintien d’une altitude au moins sensiblement constante et/ou d’un nombre de Mach au moins sensiblement constant) à mi-croisière d’un aéronef auquel il est conçu pour être fixé, en tenant compte du nombre de moteurs fournis sur cet aéronef. Par exemple lorsqu’un moteur est conçu pour être fixé à un aéronef qui a deux moteurs du même type, aux conditions de croisière le moteur peut fournir la moitié de la poussée totale qui serait requise pour un fonctionnement en régime permanent, ou au moins un fonctionnement en régime sensiblement permanent, de cet aéronef à mi-croisière. En d’autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière peuvent être définies en guise de point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir – en combinaison avec n’importe quels autres moteurs sur l’aéronef – un fonctionnement en régime permanent, ou au moins un fonctionnement en régime sensiblement permanent, de l’aéronef auquel il est conçu pour être fixé à un nombre de Mach à mi-croisière donné) aux conditions atmosphériques à mi-croisière (définies par l’atmosphère type internationale selon la norme ISO 2533 à l’altitude à mi-croisière). Pour n’importe quel moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur aux conditions de croisière peut être clairement défini. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la vitesse avant dans les conditions de croisière peut être l’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 0,78, 0,79, ou 0,8, de l’ordre de Mach 0,85 ou dans la plage allant de 0,8 à 0,85. N’importe quelle vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie de la condition de croisière. Pour un certain aéronef, les conditions de croisière peuvent être à l’extérieur de ces plages, par exemple, en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9. Strictement à titre d’exemple non limitatif, 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 (environ 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 (environ 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage allant de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage allant de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l’ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types à n’importe quelle altitude donnée dans ces plages. Strictement à titre d’exemple non limitatif, 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 dans la plage allant de 20 kN à 40 kN. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,85 et des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale) à une altitude de 38 000 pieds (11 582 m). À de telles conditions de croisière, le moteur peut fournir un niveau de poussée nette requis connu. Le niveau de poussée nette requis connu est bien entendu dépendant du moteur et de son application visée et peut être, par exemple, une valeur allant de 35 kN à 65 kN. En cours d’utilisation, un moteur à turbine à gaz décrit et/ou revendiqué ici peut fonctionner aux conditions de croisière définies ailleurs dans le présent document. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d’un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion. En outre, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement que l’une ou l’autre, ou les deux, parmi une descente et une approche se réfèrent à une phase de fonctionnement au sein d’un cycle de vol d’aéronef entre la croisière et l’atterrissage de l’aéronef, l’approche en particulier faisant partie de la phase d’atterrissage et de décollage (LTO). Strictement à titre d’exemple non limitatif, pendant l’une ou l’autre ou les deux de la descente et l’approche, le moteur peut produire moins de 50 % de la poussée disponible. Dans des exemples non limitatifs supplémentaires, le moteur peut produire entre 25 % et 40 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 30 % et 35 % de la poussée disponible. En complément ou en variante, la descente peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol dʼaéronef entre le décollage et lʼatterrissage, où une diminution relative de lʼaltitude est requise, et qui peut nécessiter une demande de poussée réduite du moteur. Selon un aspect, on fournit un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L’aéronef selon cet aspect est l’aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être fixé. En conséquence, des conditions de croisière selon cet aspect peuvent correspondre à la mi-croisière de l’aéronef, telle que définie ailleurs ici. Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être à n’importe quelle condition appropriée, qui peut être telle que définie ailleurs ici (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach). Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut comporter (ou peut être) un fonctionnement à une condition appropriée quelconque, par exemple à la mi-croisière de l’aéronef, telle que définie ailleurs ici. En cours d’utilisation, dans l’une ou plusieurs quelconques des conditions de fonctionnement et/ou réglages de poussée divulgués ou décrits ici, une réduction de l’indice d’émissions (EI) massiques de CO 2- en pourcentage, fournie par l’une ou plusieurs quelconques des configurations de moteur à turbine à gaz divulguées ou décrites ici, peut être supérieure ou égale à l’une quelconque des suivantes : 0,01, 0,02, 0,03, 0,04, 0,05, 0,06, 0,07, 0,08, 0,09, 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, 0,22, 0,24, 0,26, 0,28, 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39, 0,4, 0,41, 0,42, 0,43, 0,44, 0,45, 0,46, 0,47, 0,48, 0,49, 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, 0,65, 0,7, 0,75, 0,8, 0,85, 0,9, 0,95, 1, 1,1, 1,2, 1,3, 1,4, 1,5, 1,6, 1,7, 1,8, 1,9, 2, 2,1, 2,2, 2,3, 2,4, 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,5, 5, 5,5, ou 6, lorsque le carburant fourni au dispositif combustor comprend du carburant aviation durable, ou un mélange de carburant aviation durable comprenant jusqu’à 100 % de carburant aviation durable. L’indice d’émissions (EI) de CO 2- en pourcentage peut être exprimé en kg de CO 2 par kg de carburant. La réduction de pourcentage fournie 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 allant de 0,4 à 2,5, de 0,42 à 2,08, ou de 0,43 à 2,08. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la réduction de l’indice d’émissions (EI) de CO 2- en pourcentage peut résulter du fait que le carburant fourni au dispositif combustor comprend un pourcentage de fraction massique d’hydrogène supérieur à l’un quelconque des suivants : 13,4, 13,41, 13,42, 13,43, 13,44, 13,45, 13,46, 13,47, 13,48, 13,49, 13,5, 13,51, 13,52, 13,53, 13,54, 13,55, 13,56, 13,57, 13,58, 13,59, 13,6, 13,65, 13,7, 13,75, 13,8, 13,85, 13,9, 13,95, 14, 14,1, 14,2, 14,3, 14,4, 14,5, 14,6, 14,7, 14,8, 14,9, 15, 15,1, 15,2, 15,3, 15,4, 15,5, 15,6, 15,7, 15,8, 15,9, 16, 16,5, 17, ou 17,5. Le % de fraction massique d’hydrogène du carburant 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 allant de 13,41 à 15,3, ou de 13,42 à 15,3. En cours d’utilisation, dans l’une ou plusieurs quelconques des conditions de fonctionnement et/ou réglages de poussée divulgués ou décrits ici, une réduction de CO 2 en pourcentage par MJ d’énergie de carburant, fournie par l’une ou plusieurs quelconques des configurations de moteur à turbine à gaz divulguées ou décrites ici, peut être supérieure ou égale à l’une quelconque des suivantes : 0,01, 0,02, 0,03, 0,04, 0,05, 0,06, 0,07, 0,08, 0,09, 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, 0,22, 0,24, 0,26, 0,28, 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39, 0,4, 0,41, 0,42, 0,43, 0,44, 0,45, 0,46, 0,47, 0,48, 0,49, 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, 0,61, 0,62, 0,63, 0,64, 0,65, 0,66, 0,67, 0,68, 0,69, 0,7, 0,71, 0,72, 0,73, 0,74, 0,75, 0,76, 0,77, 0,78, 0,79, 0,8, 0,81, 0,82, 0,83, 0,84, 0,85, 0,86, 0,87, 0,88, 0,89, 0,9, 0,91, 0,92, 0,93, 0,94, 0,95, 0,96, 0,97, 0,98, 0,99, 1, 1,1, 1,2, 1,3, 1,4, 1,5, 1,6, 1,7, 1,8, 1,9, 2, 2,1, 2,2, 2,3, 2,4, 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1, 4,2, 4,3, 4,4, 4,5, 4,6, 4,7, 4,8, 4,9, 5, 5,5, 6,5, 7, ou 7,5, lorsque le carburant fourni au dispositif combustor comprend du carburant aviation durable, ou un mélange de carburant aviation durable comprenant jusqu’à 100 % de carburant aviation durable. La réduction de pourcentage fournie 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 allant de 0,8 à 5, de 0,88 à 4,75, ou de 0,89 à 4,75. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la réduction de CO 2 en pourcentage par MJ d’énergie de carburant peut résulter du fait que le carburant fourni au dispositif combustor comprend une énergie de carburant spécifique (en MJ par kg) supérieure à l’une quelconque des suivantes : 41,5, 41,6, 41,7, 41,8, 41,9, 42, 42,1, 42,2, 42,3, 42,4, 42,5, 42,6, 42,7, 42,8, 42,9, 43, 43,1, 43,2, 43,3, 43,4, 43,5, 43,6, 43,7, 43,8, 43,9, 44, 44,5, 45, 45,5, ou 46. L’énergie de carburant spécifique du carburant 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 42,8 à 45, de 43 à 44,5, ou de 43 à 44. Tel qu’elle est utilisée ici, sauf indication contraire, une plage « de la valeur X à la valeur Y » ou « entre la valeur X et la valeur Y », ou similaire, désigne une plage inclusive ; comportant les valeurs de délimitation de X et Y. L’homme du métier comprendrait que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l’un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué à tout autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, toute caractéristique ou tout paramètre contenus ou décrits ici peuvent être appliqués à tout aspect et/ou combinés à une toute autre caractéristique ou tout autre paramètre décrit ici. Sauf s’ils sont mutuellement exclusifs, les uns quelconques paramètre ou valeur contenus ou décrits ici peuvent être appliqués et/ou combinés à l’un ou plusieurs quelconques paramètres et/ou valeurs supplémentaires 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 ou plusieurs quelconques autres paramètres et/ou une ou plusieurs quelconques autres valeurs contenus ou décrits ici (par exemple, un ou plusieurs paramètres B ; un paramètre C ; et un paramètre D, et ainsi de suite) pour exprimer un produit de leur relation. Par exemple, l’homme du métier comprendra que lorsque le paramètre A est décrit séparément du paramètre B, un produit de leur relation peut être exprimé, par exemple, par A/B, B/a, B*A, ou une quelconque autre application, combinaison, ou fonction du paramètre A par rapport au paramètre B, selon le besoin. Sauf s’ils sont mutuellement exclusifs, les uns quelconques paramètres ou valeurs apparentés à ceux contenus ou décrits ici ou pouvant être déterminés et/ou déduits de ceux-ci peuvent être appliqués et/ou combinés à l’un ou plusieurs quelconques paramètres ou valeurs supplémentaires contenus ou décrits ici et/ou les uns quelconques tels paramètres ou valeurs supplémentaires apparentés à ceux contenus ou décrits ici ou pouvant être déterminés et/ou déduits de ceux-ci, pour exprimer leur relation en relation avec des émissions moteur et/ou des nvPM. Par exemple, en utilisant des températures, des pressions, des paramètres de fonctionnement, des vitesses de rotation, des débits, ou des conditions de fonctionnement de moteur apparentés qui peuvent être déterminés et/ou déduits, un premier paramètre ou une première valeur (par exemple, un paramètre A) peuvent être appliqués et/ou combinés à l’un ou plusieurs quelconques paramètres ou valeurs supplémentaires (par exemple, l’un ou plusieurs quelconques d’un paramètre B ; un paramètre C ; et un paramètre D, etc.), pour exprimer leur relation en relation avec des émissions moteur et/ou des nvPM. Par exemple, l’homme du métier comprendra que lorsqu’un paramètre C peut être considéré comme séparé d’un paramètre D, leur relation peut être exprimée, par exemple, par C+D, C-D, C-D, C/D, C/D, C*D, ou l’un quelconque des tels produit, application, combinaison, fonction, ou expression supplémentaires du paramètre C par rapport au paramètre D, ou vice-versa, 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 vue latérale en coupe rapprochée d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ; la FIG. 5 est une vue schématique d’un aéronef ayant deux moteurs à turbine à gaz de la présente demande montés sur celui-ci ; la FIG. 6 est une vue en coupe à travers un dispositif combustor du moteur de la FIG. 1 dans un plan perpendiculaire à l’axe de rotation principal du moteur ; la FIG. 7 est une coupe transversale schématique d’une tuyère de pulvérisation de carburant duplex du dispositif combustor de la FIG. 6 ; la FIG. 8 est une coupe transversale schématique d’une tuyère de pulvérisation de carburant à flux unique du dispositif combustor de la FIG. 6 ; la FIG. 9 est une vue schématique en coupe du moteur de la FIG. 1 ; la FIG. 10 est une vue en coupe partielle supplémentaire du moteur de la FIG. 1 ; la FIG. 11 est une représentation schématique d’un système de propulsion pour un aéronef comprenant le moteur de la FIG. 1 ; et la FIG. 12 montre un procédé de fonctionnement du moteur à turbine à gaz. DESCRIPTION DETAILLEE DE LA DIVULGATION La FIG. 1 illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend une admission d'air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d'air : un flux d'air de cœur A et un flux d'air de dérivation B. Le moteur à turbine à gaz 10 comprend un cœur 11 qui reçoit le flux d'air de cœur A. Le cœur de moteur 11 comprend, en série de flux axial, un compresseur basse pression 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine basse pression 19 et une tuyère d'échappement de cœur 20. Une nacelle 21 entoure le moteur à turbine à gaz 10 et définit un conduit de dérivation 22 et une tuyère d’échappement de dérivation 18. Le flux d’air de dérivation B s’écoule à travers le conduit de dérivation 22. La soufflante 23 est fixée à et entraînée par la turbine basse pression 19 par l’intermédiaire d’un premier arbre basse pression 26 et d’un réducteur épicycloïdal 30. En cours d’utilisation, le flux d’air de cœur A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire a lieu. L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L’équipement de combustion 16 peut être dénommé la chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent ensuite à travers, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d’être évacués à travers la tuyère d’échappement de cœur 20 pour fournir une certaine poussée de propulsion. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un second arbre haute pression d’interconnexion approprié 27. La soufflante 23 agit généralement pour communiquer une pression accrue au flux d’air de dérivation B s’écoulant à travers le conduit de dérivation 22, de telle sorte que le flux d’air de dérivation B est évacué à travers la tuyère d’échappement de dérivation 18 pour fournir généralement la majorité de la poussée de propulsion. Le réducteur épicycloïdal 30 est une boîte de réduction. Un agencement donné à titre d’exemple pour un moteur à turbine à gaz à soufflante à engrenages 10 est montré sur la FIG. 2 . La turbine basse pression 19 (voir FIG. 1 ) entraîne l’arbre basse pression 26, qui est accouplé à une roue solaire, ou engrenage solaire, 28 du réducteur épicycloïdal 30. L’arbre basse pression 26 peut être dénommé arbre d’entrée pour le réducteur épicycloïdal 30. Radialement vers l’extérieur de l’engrenage solaire 28 et s’engrenant avec celui-ci, il y a une pluralité d’engrenages satellites 32 qui sont accouplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 force les engrenages satellites 32 à changer d’orientation autour de l’engrenage solaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque engrenage satellite 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est accouplé par l’intermédiaire de liaisons 36 à la soufflante 23 à travers un arbre de soufflante de sortie 42 afin d’entraîner la soufflante 23 en rotation autour de l’axe de moteur 9. Radialement vers l’extérieur des engrenages satellites 32 et s’engrenant avec ceux-ci, il y a un anneau ou couronne dentée 38 qui est accouplé, par l’intermédiaire de liaisons 40, à une structure de support stationnaire 24. Il convient de noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu’ils sont utilisés ici peuvent être pris comme signifiant les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c’est-à-dire ne comportant pas la soufflante 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 ne comportant 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 des raisons de clarté uniquement, seules des portions 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, par exemple cinq 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 l’arbre de sortie par l’intermédiaire de liaisons 36, avec la couronne dentée 38 fixe. Cependant, n’importe quel autre type approprié de réducteur épicycloïdal 30 peut être utilisé. À titre d’exemple supplémentaire, le réducteur épicycloïdal 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) dentée 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne dentée 38. À titre d’autre exemple alternatif, le réducteur 30 peut être un réducteur différentiel dans lequel la couronne dentée 38 et le porte-satellites 34 sont l’un et l’autre autorisés à tourner. On aura à l’esprit que l’agencement montré sur les Figures 2 et 3 est à titre d’exemple uniquement, et que diverses alternatives sont dans le domaine d’application de la présente divulgation. 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 de support stationnaire 24) peuvent avoir l’un quelconque degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d’exemple supplémentaire, l’un quelconque 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 divulgation 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 comprendra aisément que l’agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de paliers sera typiquement différent de celui montré à titre d’exemple sur la FIG. 2 . Ainsi, la présente description s’étend à un moteur à turbine à gaz ayant n’importe quel agencement de styles de réducteur (par exemple en étoile ou planétaire), de structures de support, d’agencement d’arbres d’entrée et de sortie, et d’emplacements de paliers. Éventuellement, le réducteur peut entraîner des composants supplémentaires et/ou alternatifs (par exemple le compresseur à pression intermédiaire et/ou un surpresseur). D’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. Par exemple, de tels moteurs peuvent avoir un autre nombre de compresseurs et/ou de turbines et/ou un autre nombre d’arbres d’interconnexion. À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz montré sur la FIG. 1 a une tuyère à flux divisé 18, 20 ce qui signifie que le flux à travers le conduit de dérivation 22 a sa propre tuyère (la tuyère d’échappement de dérivation 18) qui est séparée de et radialement à l’extérieur de la tuyère d’échappement de cœur 20. Cependant, ceci n’est pas limitant, et n’importe quel aspect de la présente description peut également s’appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de dérivation 22 et le flux à travers le cœur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à flux mélangé. La ou les deux tuyères (qu’elles soient à flux mélangé ou divisé) peuvent avoir une aire fixe ou variable. À titre d’exemple supplémentaire, d’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent ne pas avoir de réducteur pour le ou les arbres principaux, étant plutôt des moteurs à entraînement direct. Une vue en coupe d’un tel moteur est montrée sur la FIG. 4 . En référence à la FIG. 4 , un moteur à turbine à gaz est généralement indiqué en 10, ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend, en série d’écoulement axial, une admission d’air 12, une soufflante de propulsion 23, un compresseur à pression intermédiaire 14, un compresseur haute pression 15, un équipement de combustion 16, une turbine haute pression 17, une turbine à pression intermédiaire 19a, une turbine basse pression 19 et une tuyère d’échappement 20. Une nacelle 21 entoure le moteur 10 et définit à la fois l’admission 12 et la buse d’échappement 20. En cours d’utilisation, l’air entrant dans l’admission 12 est accéléré par la soufflante 23 pour produire deux flux d’air : un flux d’air de cœur A et un flux d’air de dérivation B. Le flux d’air de cœur A s’écoule dans le compresseur à pression intermédiaire 14, et le flux d’air de dérivation B passe à travers un conduit de dérivation 22 pour fournir une poussée de propulsion. Le compresseur à pression intermédiaire 14 comprime le flux d’air A avant de délivrer cet air au compresseur haute pression 15 où une autre compression a lieu. L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L’équipement de combustion 16 peut être dénommé la chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression, à pression intermédiaire et basse pression 17, 19a, 19 avant d’être évacués à travers la buse 20 pour fournir une poussée de propulsion supplémentaire. Les turbines haute pression 17, à pression intermédiaire 19a et basse pression 19 entraînent respectivement le compresseur haute pression 15, le compresseur à pression intermédiaire 14 et la soufflante 23, chacun par un arbre d’interconnexion approprié. D’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. À titre d’exemple, de tels moteurs peuvent avoir un nombre alternatif d’arbres d’interconnexion (par exemple deux) et/ou un nombre alternatif de compresseurs et/ou de turbines. En outre, le moteur peut comprendre un réducteur fourni dans la chaîne cinématique depuis une turbine à un compresseur et/ou une soufflante. Alors que l'exemple décrit se rapporte à un moteur à double flux, la description peut s'appliquer, par exemple, à n'importe quel type de moteur à turbine à gaz, tel qu'un rotor ouvert (dans lequel l'étage de soufflante n'est pas entouré par une nacelle) ou un turbopropulseur, par exemple. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre un réducteur 30. La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants de celui-ci, est définie par un système d’axes classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée avec l’axe de rotation principal 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. La FIG. 5 montre un aéronef 1 sur lequel sont montés deux moteurs à turbine à gaz 10 de la présente divulgation, un sur chaque aile. L’aéronef 1 comprend un système de carburant 2 qui comprend un réservoir de carburant de fuselage 50a et deux réservoirs de carburant d’aile 50 b. Le carburant F est fourni par le système de carburant aux moteurs à turbine à gaz. Du carburant est amené aux réservoirs de carburant 50a, 50 b à partir d’un orifice d’entrée de carburant 62. D’autres systèmes de carburant peuvent être utilisés avec d’autres dispositions de réservoir de carburant. Le carburant F fourni à l’équipement de combustion 16 peut comprendre un carburant hydrocarboné à base fossile, tel que le kérosène. Ainsi, le carburant F peut comprendre des molécules d’une ou de plusieurs des familles chimiques de n-alcanes, iso-alcanes, cycloalcanes et aromatiques. 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, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, également connus sous le nom de carburant aviation durable (SAF), lorsqu’il est mêlé ou mélangé à un carburant alternatif ou remplacé par ce dernier. Dans chacun des exemples fournis, le carburant F peut comprendre un ou plusieurs oligoéléments comportant, par exemple, du soufre, de l’azote, de l’oxygène, des substances inorganiques, et des métaux. Par SAF, l’homme du métier entend, par exemple, un biocarburant, un carburant d’aviation renouvelable, un carburéacteur renouvelable, un carburant ou biocarburéacteur alternatif, produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques. Ainsi, par SAF, l’homme du métier comprend, par exemple, un carburant produit à partir de ressources durables et/ou renouvelables. Par exemple, il est entendu qu’un SAF est couramment synthétisé à partir de gaz contenant du carbone extraits de l’atmosphère et/ou capturé lors de procédés industriels ; ou à partir d’une large plage de matières premières durables telles que, par exemple, les huiles et graisses usagées ; les déchets solides municipaux ; les déchets cellulosiques (tels que les tiges de maïs) ; les cultures de couverture telles que la caméline, la carinata et l’herbe aux écus ; les carburants alternatifs non biogènes ; le jatropha ; les halophytes et les algues, plutôt qu’à partir d’hydrocarbures à base fossile dérivés, par exemple, du pétrole et/ou du gaz naturel à base fossile. En conséquence, il est entendu qu’un SAF comprend des hydrocarbures renouvelables. En complément, il est entendu qu’un SAF n’englobe pas les carburants fossiles ni les hydrocarbures à base fossile. Les performances fonctionnelles dʼune composition de carburant donnée, ou d’un mélange de carburant F pour une utilisation dans une mission donnée, peuvent être définies, au moins en partie, par la capacité du carburant à traiter le cycle de Brayton du moteur à turbine à gaz 10. Les paramètres définissant les performances fonctionnelles peuvent comporter, par exemple, une énergie spécifique ; une densité d’énergie ; une stabilité thermique ; et, des émissions comportant des matières gazeuses et/ou particulaires. À cet égard, les émissions de matières particulaires peuvent comporter des particules de suie créées par la combustion dudit carburant F, également connues sous le nom de matières particulaires non volatiles (nvPM). Ainsi, les nvPM peuvent être définies comme des particules émises qui existent dans un plan de sortie de la tuyère d’échappement du moteur à turbine à gaz qui ne se volatilisent pas lorsqu’elles sont chauffées à une température de 350 °C. Toute référence à la suie ou à la fumée ici peut également s’appliquer à d’autres types d’émissions de matières particulaires connues dans la technique. Les émissions gazeuses peuvent comporter un ou plusieurs parmi les oxydes d’azote (NOx) ; le monoxyde de carbone (CO) ; le dioxyde de carbone (CO2) ; les hydrocarbures imbrûlés (UHC) ; les oxydes de soufre (SOx) comportant, par exemple, le dioxyde de soufre (SO2) et/ou le trioxyde de soufre (SO3) ; et, les composés organiques volatils (COV) créés par la combustion dudit carburant F. Toute référence aux émissions gazeuses ici peut également s’appliquer à d’autres types d’émissions gazeuses connues dans la technique. Une énergie spécifique relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de masse), exprimée en MJ/kg, peut réduire au moins partiellement le poids de décollage, ce qui fournit potentiellement une amélioration relative du rendement du carburant. Une densité énergétique relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de volume), exprimée en MJ/L, peut réduire au moins partiellement le volume du carburant au décollage, ce qui peut être particulièrement important pour des missions limitées en volume ou des opérations militaires impliquant un ravitaillement. Une stabilité thermique relativement plus élevée (c’est-à-dire le fait d’inhiber la dégradation ou la cokéfaction du carburant sous contrainte thermique) peut permettre au carburant de subir des températures élevées dans le moteur et des injecteurs de carburant, fournissant ainsi potentiellement des améliorations relatives dans le rendement de la combustion. Les émissions réduites, comportant des matières particulaires, peuvent permettre une formation de traînée de condensation réduite, tout en réduisant l’impact environnemental d’une mission donnée. D’autres propriétés du carburant peuvent également être essentielles à des performances fonctionnelles. Par exemple, un point de congélation relativement plus faible (°C) peut permettre à des missions à longue portée d’optimiser les profils de vol ; les concentrations minimales aromatiques (%) peuvent assurer un gonflement suffisant de certains matériaux utilisés dans la construction de joints toriques et de joints préalablement exposés aux carburants à fort contenu aromatique ; et, une tension superficielle maximale (mN/m) peut assurer une rupture de pulvérisation et une atomisation suffisantes du carburant. Le rapport du nombre d’atomes d’hydrogène au nombre d’atomes de carbone dans une molécule peut influencer l’énergie spécifique d’une composition donnée, ou mélange de carburants. Les carburants présentant des rapports supérieurs d’atomes d’hydrogène aux atomes de carbone peuvent avoir des énergies spécifiques plus élevées en l’absence de souche de liaison. Dans certains exemples, les carburants hydrocarbonés à base fossile peuvent comprendre des molécules avec approximativement 7 à 18 atomes de carbone, avec une portion significative d’une composition donnée issue de molécules de 9 à 15 carbones, avec une moyenne de 12 carbones. Un certain nombre de mélanges de carburants d’aviation durable ont été approuvés pour être utilisés. Par exemple, certains mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange allant jusqu’à 10 % de carburant aviation durable, tandis que d’autres mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange allant jusqu’à 50 % de carburant aviation durable (le reste comprenant un ou plusieurs carburants hydrocarbonés d’origine fossile, tels que le kérosène), avec des compositions supplémentaires en attente d’approbation. Cependant, il existe une prévision dans l’industrie de l’aviation selon laquelle des mélanges de carburants d’aviation durable, comprenant jusqu’à (et comportant) 100 % de carburant d’aviation durable (SAF), seront finalement approuvés pour une utilisation. Les carburants d’aviation durable peuvent comprendre un ou plusieurs parmi des n-alcanes, des iso-alcanes, des cycloalcanes et des aromatiques, et peuvent être produits, par exemple, à partir dʼun ou de plusieurs parmi un gaz de synthèse (gaz de synthèse) ; des lipides (par ex. matières grasses, huiles et graisses) ; des sucres ; et des alcools. Ainsi, les carburants d’aviation durable peuvent comprendre des teneurs en aromatique et/ou en soufre plus faibles, par rapport à des combustibles hydrocarbonés à base fossile. En outre ou en variante, des carburants d’aviation durable peuvent comprendre l’un et/ou l’autre parmi une teneur en iso-alcane et une teneur en cycloalcane plus élevées, par rapport à des carburants hydrocarbonés à base fossile. Dans certains exemples, des carburants aviation durables peuvent comprendre une densité en dessous de 100 %, par exemple comprise entre 90 % et 98 %, de celle du kérosène et/ou une énergie spécifique au-dessus de 100 %, par exemple comprise entre 101 % et 105 %, de celle du kérosène. Par exemple, le pouvoir calorifique de carburants aviation durables peut être compris entre 101 % et 105 % de celui du kérosène. Dans certains exemples, le ou les carburants d’aviation durable, ou le ou les mélanges fournis à l’équipement de combustion 16 peuvent avoir une teneur en aromatiques et/ou autres éléments non paraffiniques relativement plus faible que celle du kérosène. Le carburant d’aviation durable peut avoir une teneur en aromatiques de 30 %, 20 %, 15 %, 10 %, 8 %, 5 %, ou moins de 5 %, par exemple ; par exemple 4 %, 3 %, 2 %, 1 %, ou moins de 1 % ; par exemple 0,75 %, 0,5 %, 0,25 %, ou moins de 0,25 % ; par exemple 0,2 %, 0,1 %, ou moins de 0,1 % ; par exemple 0,01 %, 0,001 %, ou 0 %. La teneur en aromatiques du carburant d’aviation durable peut être comprise dans un chiffre inclus ou une plage incluses délimités par ou dans deux des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 13,5 %, 8,5 %, 2,5 %, 0,35 %, 0,15 %, 0,05 %, 0,005 % ou 0 % ; ou de 0 % à 0,75 %, de 0 % à 0,5 %, ou de 0,1 % à 0,25 % ; ou de 0,15 % à 0,65 %, 0,35 % à 0,55 %, ou 0,035 % à 0,055 % ; en fonction d’un ou plusieurs parmi une préférence, un stock ou fournisseur de carburant, et des variations de composition dedans. Grâce au moins en partie à la structure moléculaire de carburants d’aviation durables, des carburants d’aviation durables peuvent fournir des effets bénéfiques comportant, par exemple, une ou plusieurs parmi une énergie spécifique plus élevée (malgré, dans certains exemples, une densité d’énergie inférieure) ; une capacité thermique spécifique supérieure ; une stabilité thermique supérieure ; un pouvoir lubrifiant supérieur ; une viscosité inférieure ; une tension de surface inférieure ; un point de congélation inférieur ; des émissions de suie inférieures ; un niveau inférieur de NOx ; et, des émissions de CO2 inférieures, par rapport à des carburants hydrocarbonés à base fossile (par ex. lorsqu’ils sont brûlés dans l’équipement de combustion 16). Ainsi, par rapport aux carburants hydrocarbonés à base fossile, tels que le kérosène, les carburants d’aviation durables peuvent conduire à l’une ou l’autre ou aux deux parmi une diminution relative de la consommation spécifique de carburant et une diminution relative des coûts de maintenance. La FIG. 6 montre une coupe à travers le dispositif combustor 16 du moteur 10 de la FIG. 1 dans un plan perpendiculaire à l’axe de rotation principal 9 du moteur 10. Le dispositif combustor 16 comprend une chambre de combustion annulaire 401, définie par une chemise 402. Des configurations alternatives de dispositif combustor peuvent être utilisées dans d’autres modes de réalisation, par exemple annulaire, canné, etc. Le dispositif combustor 16 comprend une pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 agencées autour de la circonférence du dispositif combustor 16. Chaque tuyère de pulvérisation de carburant 403, 404 comprend un ou plusieurs injecteurs de carburant agencés pour injecter du carburant dans la chambre de combustion 401. Dans cet exemple, le dispositif combustor 16 comprend 16 tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404. Dans d’autres exemples, le dispositif combustor 16 peut comprendre un quelconque nombre approprié de tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404, par exemple un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant dans la plage 14 à 22. Dans certains exemples, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 peut être compris entre 16 et 20. Dans encore d’autres exemples, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant peut être 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21, 22 ou un nombre dans une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 peut également être quantifié comme un rapport entre un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant et une taille de cœur de moteur. La taille de cœur définit la taille du cœur 11 du moteur à turbine à gaz 10. La taille de cœur de moteur peut être définie comme : Où = le débit massique, en livres par seconde, de l’air à l’entrée du compresseur haute pression 15, = la température, en Kelvin, de l’air à la sortie du compresseur haute pression 15, et = la pression, en livres pouces par seconde carrée par pouce carré, de l’air à la sortie du compresseur haute pression 15. Une unité de taille de cœur s’exprime donc comme : La taille du cœur (en s.K 1/2 .po ) du moteur peut être entre 4 et 7, par exemple 4, 4,5, 5, 5,5, 6, 6,5 ou 7, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans certains exemples, la taille de cœur de moteur (dans s.K 1/2 .po ) peut être dans la plage de 5,0, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9, ou 6, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans encore d’autres exemples, la taille de cœur de moteur (dans s.K 1/2 .po ) peut être dans la plage de 5,25, 5,26, 5,27, 5,28, 5,29, 5,30, 5,31, 5,32, 5,33, 5,34, 5,35, 5,36, 5,37, 5,38, 5,39, 5,40, 5,41, 5,42, 5,43, 5,44, ou 5,45, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire (dans les unités données ci-dessus) peut être dans la plage de 2 à 6, par exemple, 2, 3, 4, 5, 6, ou dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être compris entre 2,7 et 4, de préférence entre 3 et 3,6. Dans certains exemples préférés, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être dans la plage de 2,5 à 4,5, par exemple 2,5, 3, 3,5, 4 ou 4,5, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans encore d’autres exemples, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être dans la plage de 3 à 4, par exemple 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, ou 4,0, ou une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans encore d’autres exemples, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire peut être 2,0, 2,1, 2,2, 2,3, 2,4, 2,5, 2,6, 2,7, 2,8, 2,9, 3,0, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4,0, 4,1, 4,2, 4,3, 4,4, 4,5, 4,6, 4,7, 4,8, 4,9, 5,0, 5,1, 5,2, 5,3, 5,4, 5,5, 5,6, 5,7, 5,8, 5,9, ou 6,0, ou dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. La taille de cœur est définie ici à une condition de fonctionnement de moteur correspondant à une valeur maximale du flux semi-dimensionnel à une entrée de compresseur haute pression, définie comme : où est le débit massique (en livres par seconde) de l’air à l’entrée du compresseur haute pression, est la température (en Kelvin) de l’air à l’entrée du compresseur haute pression, et est la pression (en livres pouces par seconde carrée par pouce carré) de l’air à l’entrée du compresseur haute pression. La condition de fonctionnement correspondant au flux semi-non-dimensionnel maximal à l’entrée de compresseur haute pression peut être le pic de condition de fonctionnement de montée. La taille de cœur désignée ici peut donc être définie au pic de condition de fonctionnement de montée. Le pic de montée peut être tel que défini dans la technique et tel que compris par l’homme du métier pour une implémentation spécifique d’une turbine à gaz de la présente demande. Dans un exemple spécifique, le pic de montée peut correspondre à un fonctionnement à une altitude entre 30 000 pieds à 39 000 pieds (plus spécifiquement 35 000 pieds), une vitesse d’avancement de nombre de Mach 0,75 à 0,85, et une température d’air ambiant (TAMB) d’ISA+10 K à ISA+15 K. Le dispositif combustor 16 comprend un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 (également connues comme tuyères à étages internes) dans lesquelles un injecteur de carburant primaire est intégré dans la même tuyère de carburant qu’un injecteur de carburant principal. Le dispositif combustor 16 comprend également un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 qui comprennent chacune un injecteur de carburant principal uniquement. Dans d’autres exemples, le dispositif combustor 16 peut comprendre uniquement des tuyères de pulvérisation de carburant duplex ou uniquement des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique. Dans cet exemple, le dispositif combustor 16 comprend 12 tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 et 4 tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404. Les tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 sont illustrées sur la FIG. 6 par des cercles hachurés. Les tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 sont agencées en groupes de trois autour de la circonférence du dispositif combustor 16, avec chaque groupe étant disposé diamétralement opposé à un autre des groupes. Dans d’autres exemples, le dispositif combustor 16 peut comprendre un quelconque nombre approprié de tuyères de pulvérisation de carburant duplex, par exemple dans la plage de 10 à 14 tuyères, et un quelconque nombre approprié de tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique, par exemple dans la plage de 4 à 8 tuyères. Dans certains exemples, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant duplex peut être 10, 11, 12, 13 ou 14, ou dans une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Dans certains exemples, le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique peut être 4, 5, 6, 7 ou 8, ou dans une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Les tuyères de pulvérisation de carburant duplex peuvent être agencées en un quelconque nombre approprié de groupes, ou ne peuvent pas être agencées en groupes. Le cas échéant, chaque groupe de tuyères de pulvérisation de carburant duplex peut comprendre un quelconque nombre approprié de tuyères, par exemple dans la plage de 2 à 8 tuyères. Dans certains exemples, chaque groupe de tuyères duplex peut comprendre 2, 3, 4, 5, 6, 7 ou 8 tuyères de pulvérisation de carburant, ou un nombre dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le dispositif combustor 16 comprend en outre quatre allumeurs 405 agencés pour enflammer un mélange air-carburant dans la chambre de combustion 401 en fonctionnement. Chaque allumeur 405 est agencé adjacent à un des groupes de tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403. Les tuyères duplex 403 sont donc situées chacune plus près d’un allumeur respectif (par exemple son allumeur le plus proche) par rapport aux tuyères à flux unique 404. Chaque allumeur 405 est agencé diamétralement à l’opposé d’un autre des allumeurs 405. Dans d’autres exemples, le dispositif combustor peut comprendre moins ou plus d’allumeurs, par exemple un nombre d’allumeurs dans la plage 1 à 8, et les allumeurs peuvent être agencés différemment. Par exemple, un ou plusieurs des allumeurs peuvent ne pas être agencés adjacents à l’un des groupes de tuyères de pulvérisation de carburant duplex et un ou plusieurs des allumeurs peuvent ne pas être agencés diamétralement opposés à un autre des allumeurs. Dans certains exemples, le dispositif combustor peut comprendre 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 ou 8 allumeurs, ou un nombre dans une plage définie entre deux quelconques des valeurs de cette phrase. Dans l’exemple représenté, lorsque le moteur 10 fonctionne à faible puissance (en dessous d’un point d’étape), par exemple pendant ou peu après le démarrage, le carburant est amené uniquement aux injecteurs primaires des tuyères de projection de carburant duplex 403 pour une distribution à la chambre de combustion 401. Un débit de carburant supérieur est donc fourni aux tuyères duplex 403 par comparaison avec les tuyères à flux unique 404 en dessous du point d’étape. À mesure que la puissance de sortie du moteur 10 et le débit massique d’air à travers le moteur 10 augmente, le point d’étape est atteint au niveau duquel du carburant est en complément amené aux injecteurs de carburant principaux d’une ou plusieurs des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 et aux injecteurs de carburant principaux d’une ou plusieurs des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 pour une distribution à la chambre de combustion 401. Dans le présent exemple, à des niveaux de puissance plus élevés, du carburant est injecté par tous les injecteurs de carburant principaux à la fois des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 et des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404, en plus du carburant injecté par les injecteurs primaires des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403. Dans cet exemple, le débit de carburant amené aux injecteurs principaux des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 est inférieur ou égal au débit de carburant amené aux injecteurs principaux des tuyères de projection de carburant duplex 403. Ainsi, parce que l’un et l’autre parmi les injecteurs primaire et principal des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 reçoivent du carburant, les tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 reçoivent plus de carburant que les tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 au niveau et au-dessus du point d’étape. Dans un exemple alternatif, du carburant est amené uniquement aux injecteurs de carburant principaux d’une ou plusieurs de l’une ou plusieurs tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 et aux injecteurs de carburant principaux d’une ou plusieurs des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 au niveau et au-dessus du point d’étape, c’est-à-dire, du carburant n’est pas amené aux injecteurs primaires des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403. Le flux de carburant distribué à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est donc orienté de telle sorte que le débit de carburant à un premier sous-ensemble de la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant (les tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 dans le présent exemple) est supérieur à celui distribué à un deuxième sous-ensemble des tuyères de pulvérisation de carburant (les tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 dans le présent exemple). Ceci peut permettre de fournir un flux de carburant primaire à des tuyères de pulvérisation de carburant qui sont situées relativement plus près des allumeurs 405 pour aider à l’allumage et à la stabilité de la flamme aux faibles puissances moteur, au démarrage moteur, ou lors d’un re-éclairage moteur. Dans certains exemples, le premier sous-ensemble (par exemple, les tuyères duplex) de tuyères de pulvérisation de carburant peut comprendre au moins une moitié, de préférence au moins deux tiers, du nombre total de tuyères de pulvérisation de carburant. Dans d’autres exemples, le débit de flux de carburant à chaque tuyère de pulvérisation de carburant fournie dans le dispositif combustor peut être le même et il peut y avoir aucune orientation du flux de carburant vers un sous-ensemble des tuyères. Dans un tel exemple, toutes les tuyères de flux de carburant peuvent être des tuyères à flux unique ou elles peuvent être toutes des tuyères duplex. Dans encore d’autres exemples, d’autres agencements de tuyères de pulvérisation de carburant peuvent être fournis dans lesquels du carburant est orienté vers celles adjacentes aux allumeurs ou plus près de ceux-ci. Par exemple, deux sous-ensembles (qui peuvent être commandés indépendamment) de tuyères duplex ou deux sous-ensembles de tuyères à flux unique peuvent être fournis qui peuvent être orientés tel que décrit précédemment. La FIG. 7 montre une des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 du dispositif combustor 16. La tuyère duplex 403 comprend un injecteur de carburant primaire 501, un injecteur de carburant principal 502 et un conduit d’air 503. L’injecteur primaire 501 comprend une entrée primaire 504 agencée pour recevoir un flux primaire de carburant P et un circuit de carburant primaire 505 agencé pour distribuer le flux primaire de carburant à la sortie 506 de la tuyère 403. L’injecteur principal 502 comprend une entrée principale 507 agencée pour recevoir un flux principal de carburant M et un circuit de carburant principal 508 agencé pour distribuer le flux principal de carburant à la sortie 506 de la tuyère 403. Le conduit d’air 503 reçoit de l’air à haute pression du compresseur haute pression 15 et distribue l’air haute pression à la sortie 506 de la tuyère 403. La tuyère duplex 403 est conçue pour produire, au niveau de la sortie 506 de la tuyère 403, un cône primaire de carburant de l’injecteur primaire 501 et un cône principal de carburant de l’injecteur principal 502 (illustré sur la FIG. 7 en pointillés référencés P et M respectivement). Lorsque les injecteurs primaire et principal 501, 502 sont à la fois actifs, les cônes primaire et principal sont agencés de manière concentrique, avec le cône principal agencé annulairement à l’extérieur du cône primaire. Les hommes du métier connaîtront de tels motifs de pulvérisation de carburant. On aura à l’esprit que la tuyère duplex 403 de la FIG. 7 est simplement donnée à titre d’exemple et que d’autres exemples peuvent utiliser une configuration alternative de la tuyère duplex. La FIG. 8 montre une des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 du dispositif combustor 16. La tuyère 404 comprend un injecteur de carburant principal 601, comprenant une entrée principale 602 agencée pour recevoir un flux principal de carburant M et un circuit de carburant principal 603 agencé pour distribuer le flux principal de carburant à la sortie 604 de la tuyère 404. La tuyère 404 est conçue pour produire un cône principal de carburant à la sortie 604 de la tuyère 404 (représenté par les lignes pointillées référencées M). De manière similaire, de l’air est amené à la sortie 604 de la tuyère par un conduit d’air 605. On aura à l’esprit que la pulvérisation de carburant à flux unique 404 de la FIG. 8 est simplement donnée à titre d’exemple et que d’autres exemples peuvent utiliser une configuration alternative de tuyère de pulvérisation de carburant à flux unique 404. Les Figures 9 et 10 montrent chacune une section à travers le moteur 10, vue perpendiculairement à l’axe de rotation principal 9, comportant une portion du dispositif combustor 16 comprenant l’une des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 et l’un des allumeurs 405. Un agencement similaire est fourni au niveau de l’emplacement des tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 comme pour les tuyères duplex 403. Le dispositif combustor 16 est monté au sein d’une cavité 406 formée par un carter d’air interne 407 et un carter d’air externe 408. En fonctionnement, le compresseur haute pression 15 distribue de l’air haute pression D à la cavité 406 par l’intermédiaire d’un diffuseur 409. À ce point, une quantité de l’air entre dans le dispositif combustor 16 en tant qu’air de combustion E à travers la tuyère de carburant 403 et/ou orifices de mélange au niveau de l’entrée du dispositif combustor 16. L’air restant s’écoule autour du dispositif combustor 16 en guise d’air de réfrigération G, dont une quantité est admise en aval de la tuyère de carburant 403 tel que décrit ci-dessous en référence à la FIG. 10 . Une ou plusieurs sondes de température et/ou de pression (non représentées) peuvent être installées dans le carter du diffuseur 409 et agencées pour mesurer la température et/ou la pression de l’air haute pression D distribué à la cavité 406 depuis le compresseur haute pression 15 par l’intermédiaire du diffuseur 409 (c’est-à-dire la température et la pression au niveau de la sortie de compresseur haute pression 15). Une telle sonde de température peut être désignée comme sonde T3 et une telle sonde de pression peut être désignée sonde P3. On aura à l’esprit que le moteur 10 peut comprendre un quelconque agencement approprié de sondes de pression et de température qui peuvent être positionnées à un quelconque emplacement approprié au sein du moteur 10. Tel qu’elles sont utilisées ici, T3 et P3 et des quelconques autres pressions et températures numérotées, peuvent être définies à l’aide de la numérotation de la station listée dans la norme SAE AS755 standard. Le dispositif combustor 16 fonctionne comme un dispositif combustor à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL). Dans d’autres exemples, le dispositif combustor 16 peut être un type alternatif de dispositif combustor, tel qu’un dispositif combustor à brûlage riche standard (sans orientation de flux de carburant). En référence à la FIG. 10 , la chambre de combustion 401 du dispositif combustor 16 RQL est divisée en trois zones le long de la longueur du dispositif combustor 16 : une zone riche 801, une zone de refroidissement rapide 802, et une zone appauvrie 803. En fonctionnement, un mélange air-carburant riche est introduit dans la zone riche 801 depuis la tuyère de projection de carburant 403 où il est enflammé par l’allumeur 405. Au sein de la zone riche 801 du carburant est brûlé à un rapport carburant/air supérieur à la stœchiométrie (par exemple, à un rapport d’équivalence d’environ 1,8). De l’air est ensuite introduit dans les produits de combustion, par l’intermédiaire d’orifices primaires 804 agencés dans la chemise 402 du dispositif combustor 16, avant que les produits de combustion atteignent la zone de refroidissement rapide 802. De l’air supplémentaire est ajouté au carburant toujours brûlant par l’intermédiaire des orifices primaires 804 (qui peuvent être désignés comme orifices de refroidissement). De l’air est ajouté par les orifices primaires 804 à un taux plus élevé (par exemple plus élevé qu’au sein de la zone riche), refroidissant ainsi la combustion à un rapport carburant/air significativement plus faible que le rapport carburant/air stœchiométrique (par exemple, à un rapport d’équivalence entre 0,5 et 0,7), tout en continuant à permettre le brûlage du carburant. Par conséquent, très peu du processus de combustion peut être réalisé à près des rapports carburant/air stœchiométriques, et donc relativement peu d’oxydes d’azote (NOx) est produit. De l’air est alors à nouveau introduit dans les produits de combustion, par l’intermédiaire d’orifices secondaires 805 agencés dans la chemise 402 du dispositif combustor 16, tandis que les produits de combustion sont dans la zone appauvrie 803 (ou juste avant qu’ils atteignent la zone appauvrie 803). Au sein de la zone appauvrie 803 du carburant est brûlé à un rapport carburant/air inférieur à la stœchiométrie (par exemple, à un rapport d’équivalence d’environ 0,5 et 0,7). Après être passés dans la zone appauvrie 803, les produits de combustion sortent du dispositif combustor 16. Les orifices secondaires 805 peuvent être désignés comme orifices de dilution, et peuvent être agencés pour introduire progressivement l’air de dilution dans la zone appauvrie 803. Du carburant ajouté par la tuyère de pulvérisation de carburant est brûlé sensiblement complètement au moment où l’air sort au niveau d’une sortie du dispositif combustor, avant de s’écouler vers la turbine. La FIG. 11 montre une portion d’un système de propulsion 900 pour un aéronef. Le système de propulsion 900 comprend le moteur 10 à turbine à gaz de la FIG. 1 . Le moteur 10 comprend en outre un système de carburant et un système d’huile. Le système de carburant comprend : une pompe à carburant basse pression 902, un échangeur de chaleur carburant-huile 903, une pompe à carburant principale (ou haute pression) 904, un dispositif de commande 908, et une vanne de répartition de carburant 909. Le système de propulsion 900 comprend en outre un réservoir de carburant 901. Le système d’huile comprend un réservoir d’huile 905, une pompe d’alimentation en huile 906 et une pompe à huile principale 907. Dans le présent exemple, la pompe à carburant basse pression 902 est montrée formant une partie du moteur 10 à turbine à gaz. Dans d’autres exemples, la pompe à carburant basse pression, ou pompes à carburant supplémentaires, peut être fournie en tant que partie du système de carburant à bord de l’aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est monté. La pompe à carburant basse pression 902 est agencée pour distribuer du carburant depuis le réservoir de carburant 901 à l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 par l’intermédiaire d’un agencement approprié de tuyaux, conduits, etc. (non représentés). La pompe à carburant principale 904 est conçue pour distribuer du carburant à partir de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 aux tuyères de pulvérisation de carburant du dispositif combustor 16 par l’intermédiaire de la vanne de répartition de carburant 909 et d’un agencement approprié de tuyaux, conduits, etc. (non représentés). La vanne de répartition de carburant 909 est agencée pour répartir du carburant entre un collecteur principal 909a et un collecteur primaire 909b. Le collecteur principal est relié fluidiquement aux injecteurs principaux de chacune des tuyères de pulvérisation de carburant 404, 403 comme le montre la FIG. 11 . Il fournit donc du carburant à l’ensemble des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 et à flux unique 404. Le collecteur primaire 909b est relié fluidiquement aux injecteurs primaires de chacune des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403. Le collecteur primaire 909 b peut donc être utilisé pour fournir un débit supérieur de carburant au premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant (par exemple les tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 dans le présent exemple) par comparaison avec le débit de carburant fourni au second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant par l’intermédiaire du collecteur principal 909a. Par exemple, en dessous d’une puissance moteur seuil, du carburant peut être amené uniquement au premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant par l’intermédiaire du collecteur primaire 909 b, ou amené au premier sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant à un débit de carburant supérieur par comparaison avec le second sous-ensemble de tuyères de pulvérisation de carburant. Ceci peut limiter la production de produits de combustion indésirables tels que les oxydes d’azote (NOx), les hydrocarbures non brûlés (HC) et le monoxyde de carbone (CO), et peuvent orienter le flux de carburant vers les injecteurs les plus proches des allumeurs pour aider à la stabilité et à l’allumage de la flamme aux faibles puissances moteur. La pompe d’alimentation en huile 906 est agencée pour distribuer de l’huile lubrifiante depuis le réservoir d’huile 905 à l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 par l’intermédiaire d’un agencement approprié de tuyaux, conduits, etc. (non représentés). La pompe à huile principale 907 est agencée pour distribuer de l’huile à partir de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 à des composants du moteur 10 selon le besoin par l’intermédiaire d’un agencement de distribution d’huile approprié (non représenté). Le trajet de flux de carburant du réservoir de carburant 901 au dispositif combustor 16, par l’intermédiaire des pompes 902, 904 et l’échangeur de chaleur carburant-huile 903, en fonctionnement est illustré sur la FIG. 11 par des flèches avec des tirets ou en pointillé. Le trajet de flux d’huile du réservoir d’huile 905 à l’échangeur de chaleur carburant-huile 903, par l’intermédiaire de la pompe d’alimentation en huile 906, et sur les composants du moteur 10 en fonctionnement est illustré sur la FIG. 11 par des flèches pleines. Le dispositif de commande 908 comprend un agencement approprié de processeurs et de mémoire électronique. Le dispositif de commande 908 est en communication avec un échangeur de chaleur carburant-huile 903, comme illustré par la ligne avec des tirets et en pointillé sur la FIG. 11 , et est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903. Dans certains exemples, le dispositif de commande 908 peut être conçu pour commander un débit d’huile à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile 903. Le dispositif de commande 908 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 en fournissant des signaux de commande à l’échangeur de chaleur carburant-huile 903. Le dispositif de commande 908 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour ajuster au moins une propriété ou un paramètre du carburant à l’entrée du dispositif combustor 16. Dans l’exemple illustré, le dispositif de commande 908 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour commander une viscosité du carburant à l’entrée du dispositif combustor 16. Dans d’autres exemples, le dispositif de commande 908 peut en complément ou alternativement être conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour commander une température du carburant à l’entrée du dispositif combustor. Le dispositif de commande 908 peut être un dispositif de commande séparé comme illustré, ou peut faire partie d’un dispositif de commande électronique de moteur (CEE) agencé pour commander d’autres fonctions de moteur. Dans l’exemple montré, l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 est disposé entre la pompe basse pression-carburant 902 et la pompe à carburant principale 904, bien que l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 puisse être disposé à un quelconque emplacement ou position appropriée par rapport aux autres composants du système de propulsion 900. Dans d’autres exemples, le système de propulsion 900 peut comprendre un ou plusieurs échangeurs de chaleur supplémentaires agencés pour recevoir de l’huile depuis le système d’huile, ou le système de propulsion 900 peut comprendre un ou plusieurs systèmes d’huile supplémentaires agencés pour amener de l’huile à l’un ou plusieurs échangeurs de chaleur supplémentaires. On aura à l’esprit que le système de propulsion 900 comme le montre la FIG. 11 est simplement une vue schématique d’un système de propulsion illustratif. Dans un exemple, le dispositif de commande 908 est conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins à l’entrée du dispositif combustor 16 à des conditions de croisière. Alternativement, le dispositif de commande 908 peut être conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour abaisser la viscosité de carburant entre 0,58 mm 2 /s et 0,30 mm 2 /s, par exemple 0,58, 0,57, 0,56, 0,55, 0,54, 0,53, 0,52, 0,51, 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 ou 0,30 mm 2 /s à l’entrée du dispositif combustor 16 à des conditions de croisière. Alternativement, le dispositif de commande 908 peut être conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour abaisser la viscosité de carburant à 0,57, 0,56, 0,55, 0,54, 0,53, 0,52, 0,51, 0,50, 0,49, 0,48, 0,47, 0,46, 0,45, 0,44, 0,43, 0,42, 0,41, 0,40, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31 ou 0,30 mm 2 /s ou moins, ou dans une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs, à lʼentrée du dispositif combustor 16 à des conditions de croisière. Le dispositif de commande 908 peut être conçu pour commander le fonctionnement de l’échangeur de chaleur carburant-huile 903 pour abaisser la viscosité de carburant entre 0,55 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, 0,53 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, 0,50 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, 0,48 mm 2 /s et 0,35 mm 2 /s, 0,48 mm 2 /s et 0,38 mm 2 /s, 0,48 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, 0,46 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, 0,44 mm 2 /s et 0,40 mm 2 /s, ou 0,44 mm 2 /s et 0,42 mm 2 /s à l’entrée du dispositif combustor 16 à des conditions de croisière. Le dispositif de commande 908 peut en complément ou alternativement être conçu pour commander le fonctionnement du moteur 10 de telle sorte qu’une réduction de 10 à 70 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz 10 lorsque le moteur 10 fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz 10 lorsque le moteur 10 fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la chambre de combustion 16 est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Dans d’autres exemples, la réduction de nvPM peut être telle que définie autrement ici. Dans cet exemple, ou un quelconque autre exemple décrit ici, le dispositif de commande 908 est conçu pour commander la vanne de répartition de carburant 909 pour commander la distribution du carburant aux tuyères de pulvérisation de carburant du dispositif combustor 16. Le dispositif de commande 908 est conçu pour orienter le flux de carburant vers les tuyères de telle sorte que le premier sous-ensemble de pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant reçoit plus de carburant que le deuxième sous-ensemble. Le dispositif de commande 908 est conçu pour commander la vanne de répartition de carburant 909 de telle sorte qu’en dessous d’un point d’étape du carburant est distribué uniquement aux injecteurs de carburant primaires des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403. Au-dessus d’un point d’étape, le dispositif de commande 908 est conçu pour commander la vanne de répartition de carburant 909 de telle sorte que du carburant est en complément distribué aux injecteurs de carburant principaux des tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 et aux tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404. À ce titre, les tuyères de pulvérisation de carburant duplex 403 reçoivent plus de carburant que les tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique 404 (en dessous et éventuellement au-dessus du point d’étape). Le dispositif de commande 908 peut alternativement être conçu pour commander la vanne de répartition de carburant 909 pour commander la distribution du carburant de telle sorte qu’un quelconque sous-ensemble approprié de tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 reçoivent plus de carburant que les autres tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404. Ceci permet avantageusement d’optimiser la distribution de carburant pour les performances du moteur, les émissions, ou un quelconque autre critère adapté. Le système de distribution de carburant représenté sur les Figures doit être entendu comme un exemple de la manière dont le carburant est orienté vers les tuyères de pulvérisation de carburant, d’autres étant possibles. Par exemple, on peut prévoir deux ensembles de tuyères à flux unique indépendantes. Le moteur à turbine à gaz 10 de la présente demande est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404. En d’autres termes, le moteur à turbine à gaz 10 est conçu pour injecter du carburant (F) comprenant un carburant aviation durable (SAF) dans la chambre de combustion (401). En cours d’utilisation, donc, le carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 comprend un SAF. « Carburant comprenant un SAF » peut signifier que le carburant fourni au dispositif combustor 16 (et à la chambre de combustion 401), par l’intermédiaire des tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404, comprend un % SAF dans la plage de 50 % à 100 %, de préférence dans la plage de 70 % à 100 %, et plus préférablement dans la plage de 90 % à 100 %. Plus généralement, « carburant comprenant un SAF » peut signifier un carburant comprenant l’un quelconque mélange de SAF et de carburant kérosène fossile, comportant jusqu’à 100 % de SAF et aucun carburant kérosène fossile. Le carburant comprenant un SAF peut être un carburant comprenant un pourcentage de SAF de 1 %, 2 %, 5 %, 10 %, 15 %, 20 %, 30 %, 40 %, 50 %, 60 %, 70 %, 80 %, 90 %, 95 %, 100 %, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. « SAF » signifie un carburant de type kérosène dont la composante hydrocarbonée est sensiblement pleine d’hydrocarbures paraffiniques. « SAF » signifie en complément ou alternativement un carburant de type kérosène avec une fraction massique d’hydrogène dans la plage de 13,7 % à 16,9 %, par exemple 15,3 %. « Un carburant hydrocarboné à base fossile » ou « carburant fossile » utilisés n’importe où ici signifient un kérosène à base fossile avec une fraction massique d’hydrogène dans la plage de 12,0 % à 14,8 %, par exemple 13,4 %. Émissions de matières particulaires non volatiles ( nvPM ) Un indice d’émissions (EI) de nvPM est défini ici comme la masse de nvPM produite par unité de masse de carburant utilisée par le dispositif combustor 16 du moteur à turbine à gaz 10 de l’un quelconque exemple décrit ici. Dans la présente demande, l’indice d’émissions de nvPM est la masse de nvPM produite par le moteur à turbine à gaz 10 en milligrammes divisée par la masse correspondante du carburant utilisé par le moteur 10 en kilogrammes, sauf indication contraire. Des exemples à la fois d’émissions d’échappement non corrigées et corrigées en fonction des pertes dans le système (SL) de moteurs d’aéronef de série (à l’aide d’un carburant aviation de type kérosène JET A-1 d’origine fossile), mesurées selon les procédures du Volume II de l’Annexe 16 de l’OACI et, le cas échéant, certifiées par les États de conception des moteurs selon leurs réglementations nationales, sont fournis dans la Banque de données de l’OACI sur les émissions des moteurs d’aéronefs, hébergée au nom de l’Organisation de l’aviation civile internationale (OACI) par l’Agence de l’Union européenne pour la sécurité aérienne (EASA). La banque de données couvre des types de moteurs dont les émissions sont réglementées, à savoir les turboréacteurs et les moteurs à double flux avec une poussée statique supérieure à 26,7 kilonewtons d’indices d’émissions de nvPM. Des exemples de facteurs de correction empirique pour les EI de masse et de nombre de nvPM, ainsi que des définitions, des symboles, des unités du SI, des acronymes, et des procédures pour estimer les pertes de système sont donnés dans l’Annexe 16 à la Convention relative à l’aviation civile internationale, intitulée « Protection de l’environnement » ; Volume II – Émissions des moteurs d’aviation Quatrième édition, juillet 2017 ; Appendice 8. Procédures pour estimer les corrections de pertes de particules non volatiles nvPM dans le système ; qui est incorporé ici à titre de référence. À l’intérieur de celui-ci, il est noté que la mise en œuvre du système de prélèvement et de mesure des nvPM peut avoir pour résultat une perte de particules significative de l’ordre de 50 % pour la masse et de 90 % pour le nombre de nvPM (par exemple en raison de la perte de particules sur les parois du système de prélèvement entraînée par des mécanismes de dépôt), et que les pertes de particules dépendent de la taille et dépendent par conséquent de l’état de fonctionnement du moteur, de la technologie de la chambre de combustion, et d’autres facteurs divers. À ce titre, les indices d’émissions de nvPM corrigés en fonction des pertes dans le système se réfèrent aux émissions de nvPM au niveau de la sortie du moteur ajustées en fonction des pertes dépendant de la taille des particules dans le système de prélèvement et de mesure, à l’exclusion des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte, en supposant que les nvPM dans le plan de sortie d’échappement d’un moteur ont une distribution log-normale, une valeur fixe de densité effective de nvPM, une valeur fixée de l’écart type géométrique, limitant la concentration massique de nvPM à la limite de détection, une taille minimale des particules de 0,01 µm, et sans coagulation. Par exemple, comme spécifié dans l’Annexe 16 de la Convention relative à l’aviation civile internationale, intitulée « Protection de l’environnement », le facteur de correction de EI mass e - en fonction des pertes dans le système sans correction des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte est défini comme le rapport entre la valeur estimative de la concentration massique dans le plan de sortie de la tuyère d’échappement du moteur, sans correction en fonction des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte et la concentration massique mesurée, et peut être calculé comme suit : Où : EI mass e représente l’indice d’émissions massique de nvPM corrigé en fonction des pertes thermophorétiques, en mg/kg de carburant ; K SL_mass e représente le facteur de correction de EImasse en fonction des pertes dans le système, sans correction des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte, en µg/m 3 ; nvPM mass e _EP représente la valeur estimative de la concentration massique de nvPM dans le plan de sortie de la tuyère d’échappement du moteur, non corrigée en fonction des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte ; DF 1 représente le facteur de première dilution ; et, nvPM mass e _STP représente la concentration massique de nvPM, après dilution, mesurée par un instrument dans les conditions STP, µg/m 3 . En outre, le facteur de correction de EI num en fonction des pertes dans le système est défini comme le rapport entre la valeur estimative de la concentration en nombre dans le plan de sortie de la tuyère d’échappement du moteur, sans correction en fonction des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte et la correction en nombre mesurée, et peut être calculé comme suit : Où : EI num représente l’indice d’émissions en nombre de nvPM corrigé en fonction des pertes thermophorétiques, en nombre/kg de carburant ; K SL_num représente le facteur de correction de EInum en fonction des pertes dans le système, sans correction des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte, nombre/m 3 ; nvPM num _EP représente la valeur estimative de la concentration en nombre de nvPM dans le plan de sortie de la tuyère d’échappement du moteur, non corrigée en fonction des pertes thermophorétiques dans la partie Collecte ; DF 1 représente le facteur de première dilution ; DF 2 représente le facteur de seconde dilution (VPR) selon l’étalonnage ; et, nvPM num _STP représente la concentration en nombre de nvPM, après dilution, mesurée par un instrument dans les conditions STP, nombre/cm 3 . Par exemple, comme spécifié dans l’Annexe 16 de la Convention relative à l’aviation civile internationale, intitulée « Protection de l’environnement », la masse (nvPM mass e _EP ) et le nombre (nvPM num_EP ) dans le plan de sortie de la tuyère d’échappement du moteur peuvent être déterminés à l’aide de la procédure suivante : Pour une nvPM num_STP mesurée, commencer par une valeur initiale de b) Une valeur initiale de 0,02 µm doit être supposée pour le diamètre géométrique moyen, D mg , de la distribution log-normale de la taille des particules (µm). c) En partant des valeurs initiales supposées de nvPM num_EP et de D mg obtenues aux points a) et b), estimer les concentrations massique (nvPM mass e _EST ) et en nombre (nvPM num_EST ) de nvPM, où : (nvPM mass e _EST ) représente la valeur estimative de la concentration massique, après dilution, mesurée par un instrument (c’est-à-dire corrigé pour la dilution), µg/m 3 ; et, (nvPM num _EST ) représente la valeur estimative de la concentration en nombre, après dilution, mesurée par un instrument (c’est-à-dire corrigé pour la dilution), nombre/cm 3 ; à l’aide des équations suivantes : Où : nvPMmi représente l’instrument mesurant la masse de particules non volatiles ; η mass e (D m ) représente la fraction globale de pénétration dans le système de prélèvement et de mesure pour le nvPMmi sans pertes thermophorétiques dans la partie Collecte à la taille de mobilité électrique des particules, D m ; ρ représente la densité effective supposée de nvPM, g/cm 3 ; D m représente le diamètre de mobilité électrique des nvPM, µm ; f lgn (D m ) représente la fonction de distribution log-normale avec paramètres d’écart type géométrique, δ g , et diamètre moyen géométrique, D mg ; et où : nvPMni représente l’instrument mesurant le nombre de particules non volatiles ; η num (D m ) représente la fraction globale de pénétration dans le système de prélèvement et de mesure pour le nvPMni sans pertes thermophorétiques dans la partie Collecte à la taille de mobilité électrique des particules, Dm ; et où : est la largeur d’un intervalle dans le logarithme naturel de base ; δ g est l’écart type géométrique supposé de la distribution log-normale ; e est le nombre d’Euler ; et, n est le nombre d’intervalles de particules par décade. d) Déterminer la différence, δ (définie comme la somme du carré des différences relatives entre les concentrations massique et en nombre mesurées et calculées, corrigées pour la dilution) entre nvPM num_STP , nvPM mass e _STP et les valeurs estimatives de la concentration en nombre de nvPM ( nvPMnum_EST ) et de la concentration massique de nvPM (nvPM mass e _EST ) à partir des valeurs initiales du plan de sortie de la tuyère d’échappement du moteur à l’aide de l’équation suivante : e) Répéter les étapes c) à d) en faisant varier nvPM num_EP et D mg jusqu’à ce que δ soit réduit à moins de 1 x 10 -9 . f) Une fois que δ est réduit à moins de 1 x 10 -9 , les valeurs finales de nvPM num_EP et D mg sont celles associées à cette valeur minimisée de δ. g) À l’aide de nvPM num_EP et D mg à partir de l’étape f), nvPM num_EP doit être déterminé à l’aide de l’expression suivante : Des méthodes alternatives pour déterminer et/ou corriger les pertes dans le système sont également proposées, par exemple, par : Durand et al., 2023 ( Correction for particle loss in a regulatory aviation nvPM emissions system using measured particle size , Journal of Aerosol Science, Volume 169, 2023, 106140, ISSN 0021-8502) ; Corbin et al., 2022 ( Aircraft-engine particulate matter emissions from conventional and sustainable aviation fuel combustion : Comparison of measurement techniques for mass, number, and size , Atmospheric Measurement Techniques, 15 (10) (2022), pp. 3223-3242) ; Durdina et al., 2021 ( Reduction of nonvolatile particulate matter emissions of a commercial turbofan engine at the ground level from the use of a sustainable aviation fuel blend , Environmental Science and Technology, 55 (21) (2021), pp. 14576-14585) ; Harper et al., 2022 ( Influence of alternative fuel properties and combustor operating conditions on the nvPM and gaseous emissions produced by a small-scale RQL combustor , Fuel, 315 (2022), Article 123045) ; et, Saffaripour et al., 2019 ( A review on the morphological properties of non-volatile particulate matter emissions from aircraft turbine engines , Journal of Aerosol Science, 105467 (2019)) ; chacun incorporé ici à titre de référence. Il est entendu que les données et indices du système de prélèvement et de mesure de nvPM qui n’ont pas été corrigés en fonction des pertes dans le système ne fournissent pas une représentation exacte des niveaux réels d’émission d’échappement. À l’inverse, il est entendu que les données corrigées en fonction des pertes dans le système de prélèvement et de mesure et les indices d’émissions de nvPM corrigés en fonction des pertes dans le système fournissent une représentation précise des niveaux réels d’émissions d’échappement, qui peuvent être exprimés, par exemple, sous la forme d’un ou plusieurs indices corrigés en fonction des pertes dans le système (SL), d’un nombre de nvPM corrigés en fonction des pertes dans le système (SL) (c’est-à-dire en nombre/kg de carburant), ou d’une masse en nombre de nvPM corrigés en fonction des pertes dans le système (SL) (c’est-à-dire en mg/kg). Ainsi, il est entendu que la masse de nvPM produite par le moteur à turbine à gaz 10 se rapporte aux données corrigées en fonction des pertes dans le système (SL) en milligrammes (mg) divisée par la masse correspondante du carburant utilisé par le moteur 10 en kilogrammes (kg) sauf indication contraire. L’indice d’émissions de nvPM, corrigé en fonction des pertes dans le système ou autrement, peut être défini à diverses phases de fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10, par exemple de ralenti, de décollage maximal, de montée et d’approche. Un indice d’émissions peut en outre être défini en fonction du type de carburant fourni au dispositif combustor 16. Les paramètres suivants de l’indice d’émissions sont définis pour le moteur à turbine à gaz 10 : i ) EI ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 s’il fonctionne à 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données. Le fonctionnement à 7 % de la poussée disponible peut correspondre à un fonctionnement dans une phase de fonctionnement de ralenti du moteur à turbine à gaz 10 ; ii ) EI maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 s’il fonctionne à 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données. Le fonctionnement à 100 % de la poussée disponible peut correspondre à un fonctionnement dans une phase de fonctionnement de décollage maximal du moteur à turbine à gaz 10 ; iii ) EI montée est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 lors du fonctionnement à 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données. Le fonctionnement à 85 % de la poussée disponible peut correspondre à un fonctionnement dans une phase de fonctionnement de montée du moteur à turbine à gaz 10 ; iv ) EI approche est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 lors du fonctionnement à 30 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données. Le fonctionnement à 30 % de la poussée disponible peut correspondre à un fonctionnement dans une phase de fonctionnement d’approche du moteur à turbine à gaz 10. La poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données (c’est-à-dire de réglage de la puissance du moteur) est définie comme un pourcentage de la poussée nominale maximale du moteur (F 00 ) telle qu’elle est définie dans l’art. En d’autres termes, un pourcentage de « poussée disponible » se réfère à un pourcentage d’une poussée maximale, où la poussée maximale est de « 100 % de la poussée disponible », et des « conditions de fonctionnement données » se réfèrent à des conditions de fonctionnement prédéterminées dans lesquelles la poussée nominale maximale du moteur, c’est-à-dire de 100 % de la poussée disponible, est mesurée. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent être celles de l’ISA au niveau de la mer où l’humidité absolue de référence est de 0,00634 kg d’eau/kg d’air sec. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent être statiques au niveau de la mer. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent comporter l’absence de soutirage client et/ou l’absence de tirage de puissance. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent être des conditions de jour. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent être à environ 60 % d’humidité relative. Les indices d’émissions de nvPM définis ci-dessus peuvent en outre être définis en fonction du carburant amené au dispositif combustor. Les valeurs de l’indice d’émissions de nvPM spécifiques aux carburants sont définies comme suit : i ) EI ralenti,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 s’il fonctionne à 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 est un carburant hydrocarboné à base fossile ; ii) EI maxTO,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 s’il fonctionne à 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 est un carburant hydrocarboné à base fossile ; iii) EI montée,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 lors du fonctionnement à 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 est un carburant hydrocarboné à base fossile ; iv ) EI approche,FF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 lors du fonctionnement à 30 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 est un carburant hydrocarboné à base fossile ; v) EI ralenti,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 s’il fonctionne à 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 comprend un carburant aviation durable (SAF) ; vi) EI maxTO,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 s’il fonctionne à 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 est un carburant aviation durable (SAF) ; vii ) EI montée,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 lors du fonctionnement à 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 comprend un carburant aviation durable (SAF) ; et viii) EI approche,SAF est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz 10 lors du fonctionnement à 30 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et si un carburant fourni au dispositif combustor 16 comprend un carburant aviation durable (SAF). Débit de carburant Un débit de carburant du moteur à turbine à gaz 10 est défini comme le débit de flux de carburant vers les tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 du dispositif combustor 16 (c’est-à-dire lorsque le moteur 10 est en cours d’utilisation). Le débit de carburant est défini pour un fonctionnement à différents pourcentages de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données telles que définies ci-dessus. est le débit de flux de carburant vers les tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 en kg/s à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données et peut correspondre à un fonctionnement dans une phase de fonctionnement de ralenti du moteur à turbine à gaz 10. est le débit de flux de carburant vers les tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 en kg/s à 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et peut correspondre à un fonctionnement dans une phase de fonctionnement de décollage maximal du moteur à turbine à gaz 10. est défini comme le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et peut correspondre à un fonctionnement dans une phase de fonctionnement de montée du moteur à turbine à gaz 10. est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à 30 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données et peut correspondre à un fonctionnement dans une phase de fonctionnement d’approche du moteur à turbine à gaz 10. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,441 à 1,23 kg/s, de préférence de 0,496 à 1,13 kg/s, plus préférablement de 0,551 à 1,03 kg/s. peut être dans la plage de 0,551 à 0,850 kg/s. peut être dans la plage de 0,551 à 0,750 kg/s. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,369 à 1,01 kg/s, de préférence de 0,415 à 0,923 kg/s, plus préférablement de 0,461 à 0,839 kg/s. peut être dans la plage de 0,461 à 0,650 kg/s. peut être dans la plage de 0,461 à 0,600 kg/s. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,133 à 0,334 kg/s, de préférence de 0,149 à 0,306 kg/s, plus préférablement de 0,166 à 0,278 kg/s. peut être dans la plage de 0,166 à 0,300 kg/s. peut être dans la plage de 0,166 à 0,250 kg/s. Dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué n’importe où ici, peut être dans la plage de 0,0516 à 0,119 kg/s, de préférence de 0,0581 à 0,109 kg/s, plus préférablement de 0,0645 à 0,0990 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0850 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0750 kg/s. Poussée du moteur La poussée du moteur à turbine à gaz 10 est donnée par le symbole F et est définie pour un fonctionnement à différents pourcentages de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données telles que définies ci-dessus . est défini comme la poussée du moteur à turbine à gaz 10 à 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données en kN. est défini comme la poussée du moteur à turbine à gaz 10 à 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données en kN. Dans l’un quelconque des exemples définis ou revendiqués n’importe où ici, peut être dans la plage de 54,1 kN à 177 kN et de préférence dans la plage de 60,8 kN à 163 kN et plus préférablement dans la plage de 67,6 kN à 148 kN. La valeur de correspond à la poussée nominale maximale F 00 . Alternativement, peut être dans la plage de 50 kN à 85 kN et de préférence dans la plage de 57 kN à 78 kN et de préférence dans la plage de 60 kN à 73 kN, et plus préférablement dans la plage de 60 kN à 70 kN. Dans l’un quelconque des exemples définis ou revendiqués n’importe où ici, peut être dans la plage de 3,78 kN à 12,4 kN et de préférence dans la plage de 4,26 kN à 11,4 kN et plus préférablement dans la plage de 4,73 kN à 10,4 kN. Alternativement, peut être dans la plage de 3,5 kN à 6 kN et de préférence dans la plage de 4 kN à 5,5 kN et de préférence dans la plage de 4,2 kN à 5,2 kN, et de préférence dans la plage de 4,2 kN à 5 kN. La poussée à d’autres points de fonctionnement (par exemple d’approche et de montée) peut être définie en prenant la valeur de pourcentage pertinente de la poussée nominale maximale, F 00 . Rapport de dérivation Le rapport de dérivation (BPR) est défini comme le rapport entre le débit massique du flux à travers le conduit de dérivation et le débit massique du flux à travers le cœur. Dans l’un quelconque des exemples définis ou revendiqués n’importe où ici, le BPR peut être dans la plage de 6,66 à 15,3 et plus préférablement dans la plage de 7,49 à 14,0 et encore plus préférablement dans la plage de 8,33 à 12,8. Alternativement, le BPR peut être dans la plage de 3,5 à 6,5 et plus préférablement dans la plage de 4 à 6 et encore plus préférablement dans la plage de 4 à 5 ou de 5 à 6. Premier et second rapports d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD Un premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD est défini dans l’équation (1) ci-dessous : (1) et sont tels que définis ailleurs ici. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD représente le rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système au ralenti (par exemple à 7 % de la poussée disponible) et l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système au décollage maximal (par exemple à 100 % de la poussée disponible). Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 0,8. Dans d’autres exemples, le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 0,708 et de préférence inférieur à 0,649 et plus préférablement inférieur à 0,59. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,5 et de préférence inférieur ou égal à 0,4 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,3. Le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,105 et de préférence inférieur ou égal à 0,0962 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,0875. Plus généralement, le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être inférieur à 0,01, 0,05, 0,07, 0,1, 0,15, 0,2, 0,25, 0,3, 0,35, 0,4, 0,45, 0,5, 0,55, 0,6, 0,65, 0,7, 0,75, 0,8, ou dans l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être dans une plage comprise entre 0,01 et 0,2, 0,01 et 0,15, 0,01 et 0,07, ou 0,01 et 0,05. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus dans lesquels une limite supérieure du premier indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD est définie, le premier indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut avoir une limite inférieure supérieure à zéro. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,0103 et de préférence supérieur ou égal à 0,0115 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,0128. Dans un exemple, le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,0103 à 0,105 et de préférence dans la plage de 0,0115 à 0,0962 et plus préférablement dans la plage de 0,0128 à 0,0875. Comme les valeurs des paragraphes précédents correspondent au cas où le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à l’aide d’un carburant comprenant un SAF, l’équation (1) du premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD ci-dessus est équivalente à EI ralenti ,SAF / EI maxTO, SAF pour les valeurs des paragraphes précédents. Un second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD (également dénommé « rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD » ailleurs ici) est défini dans l’équation (2) ci-dessous : (2) , , et sont tels que définis ailleurs ici. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD représente un rapport entre le premier rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD lorsque le moteur à turbine à gaz fonctionne à l’aide d’un carburant comprenant un SAF par comparaison avec un fonctionnement à l’aide d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Dans certains exemples, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,8 et de préférence inférieur ou égal à 0,6 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,4. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,178 et de préférence inférieur ou égal à 0,164 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,149. Plus généralement, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être inférieur à 0,05, 0,1, 0,15, 0,2, 0,25, 0,3, 0,35, 0,4, 0,45, 0,5, 0,55, 0,6, 0,65, 0,7, 0,75, 0,8, 0,85, 0,9, 0,95, ou 1, ou dans l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD peut être dans une plage comprise entre 0,25 et 0,4 ou 0,3 et 0,35. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus dans lesquels une limite supérieure du second indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD est définie la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,03 et de préférence supérieur ou égal à 0,06 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,09. Le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,118 et de préférence supérieur ou égal à 0,133 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,148. Dans un exemple, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,118 à 0,178 et de préférence dans la plage de 0,133 à 0,164 et plus préférablement dans la plage de 0,148 à 0,149. Dans certains exemples, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être de 0,118, 0,12, 0,125, 0,13, 0,135, 0,14, 0,145, 0,15, 0,155, 0,16, 0,165, 0,17, 0,175, 0,178, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant Un rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant est défini comme : (3) où est tel que défini ci-dessus c’est-à-dire le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s à 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; et est le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant en kg/s à 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données. et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant représente le rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système au ralenti (par exemple à 7 % de la poussée disponible) multiplié par le débit de carburant respectif et l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système au décollage maximal (par exemple à 100 % de la poussée disponible) multiplié par le débit de carburant respectif. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 0,08. Dans d’autres exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 0,0798 et de préférence inférieur à 0,0731 et plus préférablement inférieur à 0,0665. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,06 et de préférence inférieur ou égal à 0,04 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,02. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,0119 et de préférence inférieur ou égal à 0,0109 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,00986. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant peut être inférieur à 0,01, 0,015, 0,02, 0,025, 0,03, 0,035, 0,04, 0,045, 0,05, 0,055, 0,06, 0,065, 0,07, 0,075, 0,08 ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus dans lesquels uniquement une limite supérieure du rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant est définie, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,000993 et de préférence supérieur ou égal à 0,00111 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,00124. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,000993 à 0,0119 et de préférence dans la plage de 0,00111 à 0,0109 et plus préférablement dans la plage de 0,00124 à 0,00986. Alternativement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM de flux de carburant peut être dans une plage comprise entre 0,0009 et 0,021, 0,009 et 0,019, 0,009 et 0,007, ou 0,009 et 0,006. Rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est défini comme : (4) où est tel que défini ci-dessus c’est-à-dire la poussée du moteur à turbine à gaz 10 à 100 % de la poussée disponible en kN (c’est-à-dire la poussée nominale maximale, F 00 ) et est la poussée du moteur à turbine à gaz 10 à 7 % de la poussée disponible en kN (c’est-à-dire F 00 x 0,07). et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée représente le rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système au décollage maximal divisé par la poussée respective et l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système au ralenti divisé par la poussée respective. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur à 0,09. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur à 0,0949 et de préférence supérieur à 0,106 et plus préférablement supérieur à 0,118. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,15 et de préférence supérieur ou égal à 0,3 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,45. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,64 et de préférence supérieur ou égal à 0,72 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,8. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être supérieur à 0,094, 0,1, 0,2, 0,3, 0,4, 0,5, 0,6, 0,7, 0,8, 0,9, 1, 1,1, 1,2, 1,3, 1,4, 1,5, 1,6, 1,7, 1,8, 1,9, 2, 2,5, 3, 3,5, 4, 4,5, 5, 5,5, ou 6, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée peut être dans une plage comprise entre 0,3 et 4,5, 0,4 et 4, 1 et 4,5, ou 1,4 et 4. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus dans lesquels uniquement une limite inférieure du rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est définie, la limite supérieure peut être telle que définie dans les paragraphes suivants. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 6,53 et de préférence inférieur ou égal à 5,98 et plus préférablement inférieur ou égal à 5,44. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,640 à 6,53 et de préférence dans la plage de 0,720 à 5,98 et plus préférablement dans la plage de 0,800 à 5,44. Rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et riche et la PMD Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD est défini comme : (5) où EI croisière (appauvrie) est défini comme : (6) EI croisière (appauvri e ) représente l’indice d’émissions de nvPM lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne dans une phase de fonctionnement de croisière appauvrie. EI croisière (appauvri e ) est déterminé en trouvant la moyenne de l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système correspondant au moment où le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne dans une phase de fonctionnement de décollage maximal (c’est-à-dire à 100 % de la poussée disponible) et lorsqu’il fonctionne dans une phase de fonctionnement de montée (c’est-à-dire à 85 % de la poussée disponible). Dans les équations (5) et (6) ci-dessus, et sont tels que définis ailleurs ici. BPR est le rapport de dérivation du moteur à turbine à gaz 10 tel que défini ci-dessus. Le rapport de dérivation est défini comme le rapport entre le débit massique du flux à travers le conduit de dérivation et le débit massique du flux à travers le cœur. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en croisière appauvrie et l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système au décollage maximal, divisé par le BPR. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 0,2. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 0,18, de préférence inférieur à 0,16, et davantage préférablement inférieur à 0,14. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 0,135, de préférence inférieur à 0,124 et davantage préférablement inférieur à 0,113. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,118, de préférence inférieur ou égal à 0,109, et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,0983. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être inférieur à 0,01, 0,02, 0,03, 0,04, 0,05, 0,06, 0,07, 0,08, 0,09, 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, ou 0,2, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque des exemples définis ci-dessus, dans lesquels uniquement une limite supérieure du rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD est définie, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,0426, de préférence supérieur ou égal à 0,0479, et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,0533. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,0426 à 0,118, de préférence dans la plage de 0,0479 à 0,109 et davantage préférablement dans la plage de 0,0533 à 0,0983. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD est défini comme : (7) où EI croisière (riche) est défini comme : (8) EI croisière (riche) représente l’indice d’émissions de nvPM lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne dans une phase de fonctionnement de croisière riche. EI croisière (riche) est déterminé en trouvant la moyenne de l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système correspondant au moment où le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne dans une phase de fonctionnement de montée (c’est-à-dire à 85 % de la poussée disponible) et lorsqu’il fonctionne dans une phase de fonctionnement d’approche (c’est-à-dire à 30 % de la poussée disponible). Dans les équations (7) et (8) ci-dessus, , , , et BPR sont tels que définis ci-dessus. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en croisière riche et l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système au décollage maximal, divisé par le BPR. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 0,07. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 0,0635, de préférence inférieur à 0,0582 et davantage préférablement inférieur à 0,0529. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 0,065, de préférence inférieur à 0,06 et davantage préférablement inférieur à 0,055. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,0462, de préférence inférieur ou égal à 0,0424, et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,0385. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être inférieur à 0,005, 0,01, 0,015, 0,02, 0,025, 0,03, 0,035, 0,04, 0,045, 0,05, 0,055, 0,06, 0,065, 0,07, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Alternativement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être inférieur ou égal à 0,005, 0,007, 0,01, 0,013, 0,015, 0,017, 0,02, 0,023, 0,025, 0,027, 0,03, 0,033, 0,035, 0,037, 0,04, 0,043, 0,045, 0,0462, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque des exemples définis ci-dessus, dans lesquels uniquement une limite supérieure du rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD est définie, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque des exemples définis ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,0128, de préférence supérieur ou égal à 0,0144, et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,016. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,0128 à 0,0462, de préférence dans la plage de 0,0144 à 0,0424 et davantage préférablement dans la plage de 0,0160 à 0,0385. Le rapport de dérivation du moteur à turbine à gaz 10 peut être tel que défini n’importe où ici. Plus spécifiquement, le rapport de dérivation peut être dans la plage de 6,66 à 15,3 et plus préférablement dans la plage de 7,49 à 14,0 et encore plus préférablement dans la plage de 8,33 à 12,8. Rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD, à la montée, à l’approche et au ralenti Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD est défini comme : (9) Où et sont tels que définis ci-dessus. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système correspondant au fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 pendant la phase de fonctionnement de décollage maximal à l’aide d’un carburant comprenant un SAF et si le moteur à turbine à gaz 10 fonctionnait à la place à l’aide d’un carburant hydrocarboné à base fossile. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,93, et de préférence inférieur ou égal à 0,86, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,79. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,776, et de préférence inférieur ou égal à 0,711, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,646. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus dans lesquels uniquement une limite supérieure du rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD est définie, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,15, et de préférence supérieur ou égal à 0,3, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,45. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,516, et de préférence supérieur ou égal à 0,581, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,645. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,516 à 0,776, et de préférence dans la plage de 0,581 à 0,711, et plus préférablement dans la plage de 0,645 à 0,646. Dans d’autre exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être de 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, 0,61, 0,62, 0,63, 0,64, 0,65, 0,66, 0,67, 0,68, 0,69, 0,7, 0,71, 0,72, 0,73, 0,74, 0,75, 0,76, 0,77, 0,78, 0,79, 0,8, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Pour évaluer la valeur du rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD une valeur de peut être déterminée pour un fonctionnement à 100 % de la poussée disponible à l’aide d’un carburant comprenant un SAF. La valeur de peut être déterminée pour un fonctionnement correspondant dans les mêmes conditions de fonctionnement données sauf si le moteur à turbine à gaz fonctionnait à la place à l’aide d’un carburant hydrocarboné à base fossile. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée est défini comme : (10) Où et sont tels que définis ci-dessus. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système correspondant au fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 pendant la phase de fonctionnement de montée à l’aide d’un carburant comprenant un SAF et si le moteur à turbine à gaz 10 fonctionnait à la place à l’aide d’un carburant hydrocarboné à base fossile. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,9, et de préférence inférieur ou égal à 0,75, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,6. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,57, et de préférence inférieur ou égal à 0,523, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,475. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque des exemples définis ci-dessus dans lesquels uniquement une limite supérieure du rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée est définie, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,1, et de préférence supérieur ou égal à 0,2, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,3. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,379, et de préférence supérieur ou égal à 0,427, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,474. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,379 à 0,570, et de préférence dans la plage de 0,427 à 0,523, et plus préférablement dans la plage de 0,474 à 0,475. Dans d’autres exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être inférieur à 0,4, 0,41, 0,42, 0,43, 0,44, 0,45, 0,46, 0,47, 0,48, 0,49, 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche est défini comme : (11) Où et sont tels que définis ci-dessus. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système correspondant au fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 pendant la phase de fonctionnement d’approche à l’aide d’un carburant comprenant un SAF et si le moteur à turbine à gaz 10 fonctionnait à la place à l’aide d’un carburant hydrocarboné à base fossile. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,8, et de préférence inférieur ou égal à 0,5, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,2. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,185, et de préférence inférieur ou égal à 0,169, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,154. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque exemple défini ci-dessus dans lequel uniquement une limite supérieure du rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche est définie, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,03, et de préférence supérieur ou égal à 0,06, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,09. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,122, et de préférence supérieur ou égal à 0,138, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,153. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,122 à 0,185, et de préférence dans la plage de 0,138 à 0,169, et plus préférablement dans la plage de 0,153 à 0,154. Dans d’autres exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être de 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti est défini comme : (12) Où et sont tels que définis ci-dessus. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système correspondant au fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 pendant la phase de fonctionnement de ralenti à l’aide d’un carburant comprenant un SAF et si le moteur à turbine à gaz 10 fonctionnait à la place à l’aide d’un carburant hydrocarboné à base fossile. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,8, et de préférence inférieur ou égal à 0,5, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,2. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,115, et de préférence inférieur ou égal à 0,106, et plus préférablement inférieur ou égal à 0,0959. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque exemple défini ci-dessus dans lequel uniquement une limite supérieure est donnée pour le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,02, et de préférence supérieur ou égal à 0,04, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,06. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,0766, et de préférence supérieur ou égal à 0,0862, et plus préférablement supérieur ou égal à 0,0958. Dans un exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,0766 à 0,115, et de préférence dans la plage de 0,0862 à 0,106, et plus préférablement dans la plage de 0,0958 à 0,0959. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 peut être de 0,06, 0,07, 0,08, 0,09, 0,1, 0,11, 0,12, 0,13, 0,14, 0,15, 0,16, 0,17, 0,18, 0,19, 0,2, 0,21, 0,22, 0,23, 0,24, 0,25, 0,26, 0,27, 0,28, 0,29, 0,3, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39, 0,4, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD, à la montée, à l’approche et au ralenti Un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD peut être défini comme : (13) Où et sont tels que définis ci-dessus. est tel que défini ailleurs ici c’est-à-dire le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à 100 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données (par exemple pendant une phase de fonctionnement de PMD). Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD représente le flux de carburant dans un fonctionnement de PMD mis à l’échelle par le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système respectif. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 2. Plus spécifiquement, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 1,23, plus préférablement inférieur à 1,13 et encore d’autant plus préférablement inférieur à 1,03. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,793, plus préférablement inférieur ou égal à 0,727 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,661. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut en complément être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,284, de préférence supérieur ou égal à 0,32 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,356. Dans certains exemples, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de dans la plage de 0,284 à 0,793, de préférence dans la plage de 0,320 à 0,727 et davantage préférablement dans la plage de 0,356 à 0,661. Dans certains exemples, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,2, 0,25, 0,3, 0,35, 0,4, 0,45, 0,5, 0,55, 0,6, 0,65, 0,7, 0,75, 0,8, 0,85, 0,9, 0,95, 1, 1,05, 1,1, 1,15, 1,2, 1,25, ou 1,3 ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la PMD en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,45 et 0,65 ou 0,45 et 0,6. peut être tel que défini n’importe où ici. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, peut être dans la plage de 0,441 à 1,23 kg/s, de préférence dans la plage de 0,496 à 1,13 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,551 à 1,03 kg/s. Alternativement, peut être dans la plage de 0,551 à 0,850 kg/s. peut être dans la plage de 0,551 à 0,750 kg/s. Un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée peut être défini comme : (14) Où et sont tels que définis ci-dessus. est tel que défini ailleurs ici c’est-à-dire le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à 85 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données (par exemple pendant une phase de fonctionnement de montée). Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée représente le flux de carburant dans un fonctionnement de montée mis à l’échelle par le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système respectif. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 2. Plus spécifiquement, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être inférieur à 1,01, plus préférablement inférieur à 0,923 et encore d’autant plus préférablement inférieur à 0,839. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,479, plus préférablement inférieur ou égal à 0,439 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,399. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents dans lesquels uniquement une limite supérieure du flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée est définie, la limite inférieure peut être supérieure à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,175, de préférence supérieur ou égal à 0,197 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,219. Dans certains exemples, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de 0,175 à 0,479, de préférence dans la plage de 0,197 à 0,439 et davantage préférablement dans la plage de 0,219 à 0,399. Dans certains exemples, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,15, 0,175, 0,2, 0,225, 0,25, 0,275, 0,3, 0,325, 0,35, 0,375, 0,4, 0,425, 0,45, 0,475, 0,5, 0,525, 0,55, 0,575, 0,6, 0,625, 0,65, 0,675, 0,7, 0,725, 0,75, 0,775, 0,8, 0,825, 0,85, 0,875, 0,9, 0,925, 0,95, 0,975 ou 1, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la montée en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,275 et 0,475 ou 0,3 et 0,4. Le du moteur à turbine à gaz 10 peut être tel que défini n’importe où ici. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, peut être dans la plage de 0,369 à 1,01 kg/s, de préférence dans la plage de 0,415 à 0,923 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,461 à 0,839 kg/s. Alternativement, peut être dans la plage de 0,461 à 0,650 kg/s. peut être dans la plage de 0,461 à 0,600 kg/s. Un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche peut être défini comme : (15) Où et sont tels que définis ci-dessus. est tel que défini ailleurs ici c’est-à-dire le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à 30 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données (par exemple pendant une phase de fonctionnement d’approche). Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche représente le flux de carburant dans un fonctionnement d’approche mis à l’échelle par le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système respectif. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 0,4. Plus spécifiquement, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être inférieur à 0,334, plus préférablement inférieur à 0,306 et encore d’autant plus préférablement inférieur à 0,278. Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,0513, plus préférablement inférieur ou égal à 0,047 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,0428. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut en complément être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,0204, de préférence supérieur ou égal à 0,0229 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,0255. Dans certains exemples, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de 0,0204 à 0,0513, de préférence dans la plage de 0,0229 à 0,0470 et davantage préférablement dans la plage de 0,0255 à 0,0428. Dans certains exemples, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,02, 0,05, 0,075, 0,1, 0,125, 0,15, 0,175, 0,2, 0,225, 0,25, 0,275, 0,3, 0,325, 0,35, 0,375, ou 0,4, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM à l’approche en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,02 et 0,1 ou 0,05 et 0,075. Le du moteur à turbine à gaz 10 peut être tel que défini n’importe où ici. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, peut être dans la plage de 0,133 à 0,334 kg/s, de préférence dans la plage de 0,149 à 0,306 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,166 à 0,278 kg/s. peut être dans la plage de 0,166 à 0,300 kg/s. peut être dans la plage de 0,166 à 0,250 kg/s. Un flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti peut être défini comme : (16) Où et sont tels que définis ci-dessus. est défini comme le débit massique de carburant fourni aux tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404 en kg/s lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données (par exemple pendant une phase de fonctionnement de ralenti). Le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti représente le flux de carburant dans un fonctionnement de ralenti mis à l’échelle par le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système respectif. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur à 0,2. Plus spécifiquement, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être inférieur à 0,119, plus préférablement inférieur à 0,109 et encore d’autant plus préférablement inférieur à 0,099. Dans certains exemples, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,0114, plus préférablement inférieur ou égal à 0,0105 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,00949. Dans l’un quelconque des exemples du paragraphe précédent, dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut en complément être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être supérieur ou égal à 0,00494, de préférence supérieur ou égal à 0,00556 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,00618. Dans certains exemples, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être dans la plage de 0,00494 à 0,0114, de préférence dans la plage de 0,00556 à 0,0105 et davantage préférablement dans la plage de 0,00618 à 0,00949. Dans certains exemples, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti du moteur à turbine à gaz 10 en kg/s peut être inférieur ou égal à 0,004, 0,01, 0,015, 0,02, 0,025, 0,03, 0,035, 0,04, 0,045, 0,05, 0,055, 0,06, 0,065, 0,07, 0,075, 0,08, 0,085, 0,09, 0,095, 0,1, 0,11, ou 0,12, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le flux de carburant modifié par le rapport d’indice d’émissions de nvPM au ralenti en kg/s peut être dans une plage comprise entre 0,01 et 0,03 ou 0,015 et 0,025. Le du moteur à turbine à gaz 10 peut être tel que défini n’importe où ici. Dans l’un quelconque des exemples ci-dessus, peut être dans la plage de 0,0516 à 0,119 kg/s, de préférence dans la plage de 0,0581 à 0,109 kg/s, plus préférablement dans la plage de 0,0645 à 0,0990 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0850 kg/s. peut être dans la plage de 0,0645 à 0,0750 kg/s. Rapports d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche, entre la croisière riche et la PMD, entre le ralenti et la croisière riche, en croisière appauvrie , entre la croisière appauvrie et la PMD, et entre le ralenti et la croisière appauvrie Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche est défini comme : (17) Où EI croisière (riche ),SAF est défini comme : (18) et EI croisière (riche ),FF est défini comme : (19) EI croisière (riche ),SAF et EI croisière (riche ),FF représentent l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne dans une phase de fonctionnement de croisière riche et marche avec un carburant comprenant un SAF et un carburant hydrocarboné à base fossile respectivement. EI croisière (rich e ),SAF est déterminé en trouvant la moyenne des indices d’émissions de nvPM corrigés en fonction des pertes dans le système lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à l’aide d’un carburant comprenant un SAF dans une phase de fonctionnement de montée (c’est-à-dire à 85 % de la poussée disponible) et lorsqu’il fonctionne à l’aide d’un carburant comprenant un SAF dans une phase de fonctionnement d’approche (c’est-à-dire à 30 % de la poussée disponible). Dans les équations (18) et (19) ci-dessus, , , et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en croisière riche lors de l’utilisation d’un carburant comprenant un SAF et l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en croisière riche lors de l’utilisation d’un carburant hydrocarboné à base fossile. En complément ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Plus spécifiquement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,9, de préférence inférieur ou égal à 0,8, et encore préférablement inférieur ou égal à 0,7. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,564, de préférence inférieur ou égal à 0,517 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,47. Plus généralement, dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être dans une plage comprise entre 0,45 et 0,7 ou 0,5 et 0,65. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents, dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche peut être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,3, de préférence supérieur ou égal à 0,337 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,375. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,300 à 0,564, de préférence dans la plage de 0,337 à 0,517 et davantage préférablement dans la plage de 0,375 à 0,470. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être de 0,3, 0,32, 0,34, 0,36, 0,38, 0,4, 0,42, 0,44, 0,46, 0,48, 0,5, 0,52, 0,54, 0,56, 0,58, 0,6, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD est défini comme : (20) où et sont tels que définis plus haut dans cette section, et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant comprenant un SAF en croisière riche divisé par celui à la PMD et l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant à base fossile en croisière riche divisé par celui à la PMD. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Plus spécifiquement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,95, de préférence inférieur ou égal à 0,9 et encore plus préférablement inférieur ou égal à 0,875. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,873, de préférence inférieur ou égal à 0,8 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,728. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être dans une plage comprise entre 0,65 et 0,9 ou 0,7 et 0,85 ou 0,75 et 0,8. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD peut être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,464, de préférence supérieur ou égal à 0,523 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,581. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,464 à 0,873, de préférence dans la plage de 0,523 à 0,800 et davantage préférablement dans la plage de 0,581 à 0,728. Dans certains exemples le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière riche et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être de 0,45, 0,475, 0,5, 0,525, 0,55, 0,575, 0,6, 0,625, 0,65, 0,675, 0,7, 0,725, 0,75, 0,775, 0,8, 0,825, 0,85, ou 0,875, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche est défini comme : (21) où et sont tels que définis plus haut dans cette section, et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant comprenant un SAF au ralenti divisé par celui en croisière riche et l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant à base fossile au ralenti divisé par celui en croisière riche. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Plus spécifiquement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,8 et de préférence inférieur ou égal à 0,6 et plus préférablement inférieur ou égal à 0,4. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,307, de préférence inférieur ou égal à 0,281 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,256. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche peut être dans une plage comprise entre 0,3 et 0,5, ou 0,35 et 0,45. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,163, de préférence supérieur ou égal à 0,183 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,203. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,163 à 0,307, de préférence dans la plage de 0,183 à 0,281 et davantage préférablement dans la plage de 0,203 à 0,256. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière riche du moteur à turbine à gaz 10 peut être de 0,16, 0,165, 0,17, 0,175, 0,18, 0,185, 0,19, 0,195, 0,2, 0,205, 0,21, 0,215, 0,22, 0,225, 0,23, 0,235, 0,24, 0,245, 0,25, 0,255, 0,26, 0,265, 0,27, 0,275, 0,28, 0,285, 0,29, 0,295, 0,3, 0,305, ou 0,31, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie est défini comme : (22) Où EI croisière (appauvri e ),SAF est défini comme : (23) et EI croisière (appauvri e ),FF est défini comme : (24) EI croisière (appauvri e ),SAF et EI croisière (appauvri e ),FF représentent l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne dans une phase de fonctionnement de croisière appauvrie et marche avec un carburant comprenant un SAF et un carburant hydrocarboné à base fossile respectivement. EI croisière (appauvri e ),SAF est déterminé en trouvant la moyenne des indices d’émissions de nvPM corrigés en fonction des pertes dans le système lorsque le moteur à turbine à gaz 10 fonctionne à l’aide d’un carburant comprenant un SAF dans une phase de fonctionnement de décollage maximal (c’est-à-dire à 100 % de la poussée disponible) et lorsqu’il fonctionne à l’aide d’un carburant comprenant un SAF dans une phase de fonctionnement de montée (c’est-à-dire à 85 % de la poussée disponible). Dans les équations (23) et (24) ci-dessus, , , et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie représente un rapport entre l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en croisière riche lors de l’utilisation d’un carburant comprenant un SAF et l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en croisière appauvrie lors de l’utilisation d’un carburant hydrocarboné à base fossile. En complément ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Plus spécifiquement le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,9, de préférence inférieur ou égal à 0,8 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,75. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,709, de préférence inférieur ou égal à 0,65 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,591. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou dans l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le second rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie peut être dans une plage comprise entre 0,65 et 0,85 ou 0,7 et 0,75. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,451, de préférence supérieur ou égal à 0,507 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,563. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,451 à 0,709, de préférence dans la plage de 0,507 à 0,650 et davantage préférablement dans la plage de 0,563 à 0,591. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM en croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être de 0,45, 0,455, 0,46, 0,47, 0,48, 0,49, 0,5, 0,51, 0,52, 0,53, 0,54, 0,55, 0,56, 0,57, 0,58, 0,59, 0,6, 0,61, 0,62, 0,63, 0,64, 0,65, 0,66, 0,67, 0,68, 0,69, 0,7, ou 0,71, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD est défini comme : (25) où et sont tels que définis plus haut dans cette section, et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD représente un rapport entre le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant comprenant un SAF en croisière appauvrie divisé par celui à la PMD et le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant à base fossile en croisière appauvrie divisé par celui à la PMD. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Plus spécifiquement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,98, de préférence inférieur ou égal à 0,95 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,92. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,914. Plus généralement, dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes précédents, dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,698, de préférence supérieur ou égal à 0,785 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,873. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage de 0,698 à 0,980, de préférence dans la plage de 0,785 à 0,950 et davantage préférablement dans la plage de 0,873 à 0,914. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD du moteur à turbine à gaz 10 peut être de 0,69, 0,71, 0,73, 0,75, 0,77, 0,79, 0,81, 0,83, 0,85, 0,87, 0,89, 0,91, 0,93, 0,95, 0,97, ou 0,99, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre la croisière appauvrie et la PMD peut être dans une plage comprise entre 0,91 et 0,99 ou 0,93 et 0,97. Un rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie est défini comme : (26) où et sont tels que définis plus haut dans cette section, et sont tels que définis ailleurs ici. Le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie représente un rapport entre le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant comprenant un SAF au ralenti divisé par celui en croisière appauvrie et le rapport d’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système à l’aide d’un carburant à base fossile au ralenti divisé par celui en croisière appauvrie. En complément, ou alternativement, dans l’un quelconque exemple défini ou revendiqué ici, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur à 1. Plus spécifiquement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,8, de préférence inférieur ou égal à 0,6, encore préférablement inférieur ou égal à 0,4, et encore davantage préférablement inférieur ou égal à 0,3. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être inférieur ou égal à 0,204, de préférence inférieur ou égal à 0,187 et davantage préférablement inférieur ou égal à 0,17. Plus généralement, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être inférieur à 1, 0,95, 0,9, 0,85, 0,8, 0,75, 0,7, 0,65, 0,6, 0,55, 0,5, 0,45, 0,4, 0,35, 0,3, 0,25, 0,2, 0,15, 0,1, ou 0,05, ou l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Par exemple, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être dans une plage comprise entre 0,3 et 0,4 ou 0,3 et 0,35. Dans l’un quelconque des exemples des paragraphes ci-dessus, dans lesquels uniquement une limite supérieure est définie, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être supérieur à zéro. Dans l’un quelconque exemple ci-dessus, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être supérieur ou égal à 0,129, de préférence supérieur ou égal à 0,146 et davantage préférablement supérieur ou égal à 0,162. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie du moteur à turbine à gaz 10 peut être dans la plage dans la plage de 0,129 à 0,204, de préférence dans la plage de 0,146 à 0,187 et davantage préférablement dans la plage de 0,162 à 0,170. Dans certains exemples, le rapport d’indice d’émissions de nvPM entre le ralenti et la croisière appauvrie peut être de 0,12, 0,125, 0,13, 0,135, 0,14, 0,145, 0,15, 0,155, 0,16, 0,165, 0,17, 0,175, 0,18, 0,185, 0,19, 0,195, 0,2, 0,205, ou 0,21, ou au sein de l’une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Indices d’émissions Dans l’un quelconque des exemples définis ou revendiqués n’importe où ici, l’un ou plusieurs quelconques des indices d’émissions de nvPM corrigés en fonction des pertes dans le système du moteur à turbine à gaz 10 peuvent être comme suit : EI maxTO peut être dans la plage de 4,96 à 145 mg/kg et de préférence dans la plage de 5,58 à 133 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 6,21 à 121 mg/kg. EI maxTO peut être dans la plage de 4,96 à 93,3 mg/kg et de préférence dans la plage de 5,58 à 85,5 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 6,21 à 77,8 mg/kg. EI maxTO peut être dans la plage de 4,96 à 144 mg/kg et de préférence dans la plage de 5,58 à 132 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 6,21 à 120 mg/kg. EI maxTO peut être dans la plage de 7,69 à 145 mg/kg et de préférence dans la plage de 8,65 à 133 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 9,61 à 121 mg/kg. EI montée peut être dans la plage de 1,82 à 124 mg/kg et de préférence dans la plage de 2,05 à 114 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 2,28 à 103 mg/kg. EI montée,SAF peut être dans la plage de 1,82 à 58,6 mg/kg et de préférence dans la plage de 2,05 à 53,7 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 2,28 à 48,9 mg/kg. EI montée,SAF peut être dans la plage de 1,82 à 123 mg/kg et de préférence dans la plage de 2,05 à 113 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 2,28 à 102 mg/kg. EI montée,FF peut être dans la plage de 3,84 à 124 mg/kg et de préférence dans la plage de 4,32 à 114 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 4,80 à 103 mg/kg. EI approche peut être dans la plage de 0,0328 à 17,6 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0369 à 16,2 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0410 à 14,7 mg/kg. EI approche,SAF peut être dans la plage de 0,0328 à 2,70 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0369 à 2,48 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0410 à 2,25 mg/kg. EI approche,SAF peut être dans la plage de 0,0328 à 17,5 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,0369 à 16,1 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,0410 à 14,6 mg/kg. EI approche,FF peut être dans la plage de 0,213 à 17,6 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,240 à 16,2 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,267 à 14,7 mg/kg. EI ralenti peut être dans la plage de 0,118 à 41,4 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,132 à 38,0 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,147 à 34,5 mg/kg. EI ralenti,SAF peut être dans la plage de 0,118 à 3,97 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,132 à 3,64 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,147 à 3,31 mg/kg. EI ralenti,SAF peut être dans la plage de 0,118 à 41,3 mg/kg et de préférence dans la plage de 0,132 à 37,9 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 0,147 à 34,4 mg/kg. EI ralenti,FF peut être dans la plage de 1,23 à 41,4 mg/kg et de préférence dans la plage de 1,38 à 38,0 mg/kg et plus préférablement dans la plage de 1,54 à 34,5 mg/kg. Procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz La FIG. 12 illustre un procédé 1000 de fonctionnement du moteur à turbine à gaz 10 de l’un quelconque exemple ou aspect défini ou revendiqué ici. Le procédé comprend la fourniture 1002 de carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant 403, 404. Conclusion Tout ce qui est décrit dans cette section peut s’appliquer à l’un quelconque aspect ou exemple décrit ou revendiqué n’importe où ici. Pour l’un quelconque exemple de moteur à turbine à gaz défini ici, le rapport défini dans l’une ou plusieurs quelconques des expressions 1 à 26 peut être tel que défini ou revendiqué n’importe où ici. En d’autres termes, le moteur à turbine à gaz 10 peut être conçu de telle sorte qu’un ou plusieurs des rapports définis ici sont au sein des plages définies ici. L’une quelconque référence à un rapport (ou autre paramètre) « du moteur à turbine à gaz » étant au sein d’une plage spécifique doit être comprise comme signifiant que la turbine à gaz est « conçue de telle sorte que » ou « conçue de telle sorte que, en cours d’utilisation » le rapport ou paramètre respectif est au sein de la plage. En d’autres termes, une référence à un rapport ou paramètre « du moteur à turbine à gaz » étant au sein d’une plage spécifiée doit être comprise comme signifiant que le moteur à turbine à gaz est agencé de telle sorte que le paramètre ou rapport respectif est au sein de cette plage lorsque le moteur à turbine à gaz est utilisé. L’un quelconque des paramètres définis ici peut être déterminé dans des conditions de fonctionnement données et appropriées. Par exemple, les conditions de fonctionnement données dans lesquelles les indices d’émissions définis ici sont déterminés peuvent être celles de l’ISA au niveau de la mer sauf que l’humidité absolue de référence doit être de 0,00634 kg d’eau/kg d’air sec. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent être statiques au niveau de la mer. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent comporter l’absence de soutirage client et/ou l’absence de tirage de puissance. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent être des conditions de jour. Les conditions de fonctionnement prédéterminées peuvent être à environ 60 % d’humidité relative. Les mêmes conditions de fonctionnement données peuvent être utilisées pour évaluer l’un quelconque autre paramètre défini ici, tel que le BPR. Les indices d’émissions peuvent toutefois être évalués dans d’autres conditions de fonctionnement. Par exemple, d’autres conditions de fonctionnement peuvent être utilisées à condition que les mêmes conditions de fonctionnement soient utilisées pour tous les paramètres au sein d’un rapport respectif. Les indices d’émissions corrigés en fonction des pertes dans le système définis ici peuvent être déterminés à l’aide de l’un quelconque procédé qui sera connu de l’homme du métier. Par exemple, la procédure de calcul des indices d’émissions corrigés en fonction des pertes dans le système définis ici peut comprendre le traçage de courbes de l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système et de l’indice d’émissions de NOx par rapport à la T3. La T3 connue aux 4 points de référence LTO (7 % de la poussée, 100 % de la poussée, 85 % de la poussée et 30 % de la poussée) est ensuite utilisée pour trouver l’indice d’émissions corrigé en fonction des pertes dans le système respectif. T3 est définie à l’aide de la numérotation de station indiquée dans la norme SAE AS755, c’est-à-dire T3 = température totale de sortie du compresseur haute pression. L’une quelconque référence ici à un fonctionnement à 7 % de la poussée peut plus généralement être considérée comme un fonctionnement au ralenti. L’une quelconque référence ici à un fonctionnement à 100 % de la poussée peut plus généralement être considérée comme un fonctionnement au décollage maximal. L’une quelconque référence ici à un fonctionnement à 85 % de la poussée peut plus généralement être considérée comme un fonctionnement dans une phase de fonctionnement de montée. L’une quelconque référence ici à un fonctionnement à 30 % de la poussée peut plus généralement être considérée comme un fonctionnement dans une phase de fonctionnement d’approche. Ces phases de fonctionnement peuvent être telles que définies ailleurs ici. L’une quelconque référence à un pourcentage de la poussée disponible donné ici doit être pris comme signifiant à « approximativement » ou à « environ » de la poussée spécifiée. Par exemple, « 7 % de la poussée disponible » utilisé n’importe où ici signifie « environ 7 % de la poussée disponible ». De même, « 100 % de la poussée disponible » utilisé n’importe où ici signifie « environ 100 % de la poussée disponible ». « 85 % de la poussée disponible » utilisé n’importe où ici signifie « environ 85 % de la poussée disponible ». « 30 % de la poussée disponible » utilisé n’importe où ici signifie « environ 30 % de la poussée disponible ». « Environ » utilisé pour spécifier une poussée de « XX » peut signifier XX ± 15 %, XX ± 10 %, XX ± 5 %, ou XX ± 2 %. Par exemple, « environ 7 % de la poussée disponible » peut signifier « 2 % à 12 % de la poussée disponible » ou « 5 % à 9 % de la poussée disponible ». Par exemple, « environ 100 % de la poussée disponible » peut signifier « 90 % à 100 % de la poussée disponible » ou « 95 % à 100 % de la poussée disponible » ou « 98 % à 100 % de la poussée disponible ». Par exemple, « environ 30 % de la poussée disponible » peut signifier « 20 % à 40 % de la poussée disponible » ou « 25 % à 35 % de la poussée disponible » ou « 28 % à 32 % de la poussée disponible ». Par exemple, « environ 85 % de la poussée disponible » peut signifier « 70 % à 100 % de la poussée disponible » ou « 75 % à 95 % de la poussée disponible » ou « 80 % à 90 % de la poussée disponible » ou « 83 % à 87 % de la poussée disponible ». L’une quelconque des plages définies ici doit être comprise comme une plage inclusive c’est-à-dire que la plage A et B ou la plage A à B doit comporter les limites supérieure et inférieure A et B. Lorsqu’un rapport est donné comme un nombre unique, par exemple « 0,5 », il s’agit du rapport entre ce nombre unique et 1, c’est-à-dire que « 0,5 » doit être lu comme « 0,5:1 ». Lorsqu’un nombre est cité avec un chiffre significatif, par exemple « 0,5 », il peut s’agir du même nombre lorsqu’il est cité avec deux chiffres significatifs où le deuxième chiffre significatif est « 0 », par exemple « 0,50 », ou lorsqu’il est cité avec trois chiffres significatifs où le troisième chiffre significatif est « 0 », par exemple « 0,500 ». Lorsqu’un nombre est cité avec deux chiffres significatifs, par exemple « 0,50 », il peut s’agir du même nombre lorsqu’il est cité avec trois chiffres significatifs où le troisième chiffre significatif est « 0 », par exemple « 0,500 ». Lorsqu’un nombre est cité avec trois chiffres significatifs, par exemple « 0,500 », il peut s’agir du même nombre lorsqu’il est cité avec deux chiffres significatifs, par exemple « 0,50 », ou un chiffre significatif, par exemple « 0,5 ». Lorsqu’un nombre est cité avec deux chiffres significatifs, par exemple « 0,50 », il peut s’agir du même nombre lorsqu’il est cité avec un chiffre significatif, par exemple « 0,5 ». Avantageusement, des nvPM réduites dans l’échappement d’un moteur à turbine à gaz contribuent à une réduction des émissions indésirables du moteur. Par exemple, selon les conditions de fonctionnement, la réduction des nvPM de cette manière peut conduire à un degré réduit de dépôts de suie au sein du moteur, au sein et/ou en aval du dispositif combustor, et/ou une amélioration de la qualité de l’air local. En outre, à certains stades du vol d’un aéronef (où l’on s’attend à ce que des traînées de condensation se forment), des nvPM réduites dans l’échappement peuvent conduire à une force de traînée de condensation réduite et/ou à ce qu’il faille du temps pour qu’une traînée de condensation se disperse. En outre encore, il a été reconnu que certaines parties du cycle de vol lors desquelles les nvPM sont réduites (ou le plus réduites) peuvent être ciblées afin d’obtenir un résultat souhaité, par exemple en termes d’impact environnemental. Strictement à titre d’exemple, des nvPM plus faibles dans des conditions de croisière peuvent particulièrement réduire l’impact du forçage radiatif des traînées de condensation. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, des nvPM plus faibles dans des conditions de ralenti peuvent particulièrement améliorer la qualité de l’air local au sol dans la région où le moteur fonctionne. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, des nvPM plus faibles dans des conditions de PMD peuvent particulièrement réduire le taux maximal de production de nvPM pendant le cycle de vol et/ou améliorer la qualité de l’air au sol et/ou dans la région où le moteur fonctionne. Ces considérations peuvent s’appliquer à tous les aspects de la divulgation. Il a été déterminé qu’un nombre de paramètres apparentés au fonctionnement de moteur à turbine à gaz ont une influence sur, ou sont un facteur important dans, la configuration et l’agencement du dispositif combustor du moteur lorsque certains types de carburant, tels qu’un carburant aviation durable, sont consommés. En conséquence, l’un ou plusieurs quelconques paramètres des aspects divulgués ou décrits ci-dessus peuvent être avantageusement pris en compte lors de la détermination, par exemple, de réglages de fonctionnement, de l’agencement de dispositif combustor et/ou de la configuration de dispositif combustor, pour influencer et/ou optimiser la façon dont le carburant doit être distribué, enflammé, et/ou consommé au sein du moteur à turbine à gaz. Ces considérations peuvent s’appliquer à tous les aspects de la divulgation. 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 comporte toutes les combinaisons et sous-combinaisons d’une ou de plusieurs caractéristiques décrites ici. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef, comprenant : un dispositif combustor (16) à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404) dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est défini comme : Math [160] où : E I ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; E I maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; est la poussée du moteur à turbine à gaz (10) à environ 100 % de la poussée disponible en kN, est la poussée du moteur à turbine à gaz (10) à environ 7 % de la poussée disponible en kN ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est supérieur à 0,09 ; et le moteur à turbine à gaz (10) est conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404). 2 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est supérieur à 0,0949 et de préférence supérieur à 0,106 et plus préférablement supérieur à 0,118. 3 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est supérieur ou égal à 0,15 et de préférence supérieur ou égal à 0,3 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,45. 4 Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est supérieur ou égal à 0,64 et de préférence supérieur ou égal à 0,72 et plus préférablement supérieur ou égal à 0,8. 5 Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est inférieur ou égal à 6,53 et de préférence inférieur ou égal à 5,98 et plus préférablement inférieur ou égal à 5,44. 6 Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est dans la plage de 0,640 à 6,53 et de préférence dans la plage de 0,720 à 5,98 et encore plus préférablement dans la plage de 0,800 à 5,44. 7 Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel : a) est dans la plage de 54,1 kN à 177 kN et de préférence dans la plage de 60,8 kN à 163 kN et de préférence dans la plage de 67,6 kN à 148 kN ; et/ou b) est dans la plage de 3,78 kN à 12,4 kN et de préférence dans la plage de 4,26 kN à 11,4 kN et plus préférablement dans la plage de 4,73 kN à 10,4 kN. 8 Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel les tuyères de pulvérisation de carburant comprennent une ou plusieurs tuyères duplex (403) et une ou plusieurs tuyères à flux unique (404), et de préférence le dispositif combustor (16) comprend 10 à 14 tuyères de pulvérisation de carburant duplex et 4 à 8 tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique. 9 Moteur à turbine à gaz selon la revendication 8, dans lequel les tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403) sont agencées en groupes autour de la circonférence du dispositif combustor (16) et éventuellement dans lequel les groupes de tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403) comprennent au moins deux groupes agencés diamétralement opposés l’un à l’autre. 10 Moteur à turbine à gaz selon la revendication 9 dans lequel chaque groupe de tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403) comprend 2 à 8 tuyères (403). 11 Moteur à turbine à gaz selon la revendication 8 ou la revendication 9 ou la revendication 10, dans lequel le dispositif combustor (16) comprend un ou plusieurs allumeurs (405) et le, ou chaque, allumeur (405) est agencé adjacent à une ou plusieurs des tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403). 12 Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire est dans la plage de 2,5 à 4,5, et plus préférablement dans la plage de 3 à 4. 13 Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le carburant fourni au dispositif combustor (16) comprend un % SAF dans la plage de 50 % à 100 %, de préférence dans la plage de 70 % à 100 %, et plus préférablement dans la plage de 90 % à 100 %. 14 Procédé (1000) de fonctionnement du moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque revendication précédente, le procédé comprenant la fourniture (1002) de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404). 15 Procédé (1000) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz (10), le moteur à turbine à gaz (10) comprenant : un dispositif combustor (16) à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage appauvri (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404) dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et dans lequel : un rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est défini comme : Math [161] où : E I ralenti est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) s’il fonctionne à environ 7 % de la poussée disponible dans des conditions de fonctionnement données ; E I maxTO est l’indice d’émissions de nvPM corrigé en fonction des pertes dans le système en mg/kg du moteur à turbine à gaz (10) s’il fonctionne à environ 100 % de la poussée disponible dans les conditions de fonctionnement données ; est la poussée du moteur à turbine à gaz (10) à environ 100 % de la poussée disponible en kN, est la poussée du moteur à turbine à gaz (10) à environ 7 % de la poussée disponible en kN ; le rapport d’indice d’émissions de nvPM à la poussée est supérieur à 0,09 ; et le moteur à turbine à gaz (10) étant conçu pour fournir du carburant comprenant un carburant aviation durable (SAF) aux tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404) ; dans lequel le procédé comprend la fourniture (1002) de carburant comprenant un carburant aviation durable aux tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404).