FR 3156839 A1 20250620 FR 2413933 A 20241212 L’invention concerne un moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef (1) comprenant : une chambre de combustion (16) ; un échangeur de chaleur carburant-huile (1004 ; 1006 ; 1204 ; 1206 ; 1404 ; 1406 ; 1704 ; 1706) disposé pour recevoir du carburant d’un réservoir de carburant (50) à bord de l’aéronef (1) et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur (1004 ; 1006 ; 1204 ; 1206 ; 1404 ; 1406 ; 1704 ; 1706) vers le réservoir de carburant (50) ; et une vanne modulatrice (1010 ; 1210 ; 1410 ; 1710) disposée pour moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est inférieur à 0,56, dans lequel ΔT est un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion. L’invention divulgue également un procédé (2100) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz. Figure pour l’abrégé : [Figure 5] Modération de l’écoulement de carburant dans un moteur à turbine à gaz La présente description se rapporte à des moteurs à turbine à gaz conçus pour fonctionner à l’aide de carburants différents des carburéacteurs traditionnels à base de kérosène, et des procédés de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz utilisant des carburants différents des carburéacteurs traditionnels à base de kérosène. 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. Il est souhaitable de gérer la chaleur et le carburant au sein du moteur selon le type de carburant utilisé. Cela peut permettre d’utiliser avantageusement les propriétés du carburant qui ne sont pas disponibles pour le carburéacteur à base de kérosène. Selon un premier aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur vers le réservoir de carburant ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte qu’un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est inférieur à 0,56. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est inférieur à 0,53. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est entre 0,48 et 0,56. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est entre 0,48 et 0,53. Selon un deuxième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur vers le réservoir de carburant ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant ; dans lequel le procédé comprend la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte qu’un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est inférieur à 0,56. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est inférieur à 0,53. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est entre 0,48 et 0,56. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est entre 0,48 et 0,53. Selon un troisième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur vers le réservoir de carburant ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte qu’un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est entre 0,48 et 1,00. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est : a) entre 0,48 et 0,90 ; b) entre 0,48 et 0,82 ; c) entre 0,56 et 1,00 ; d) entre 0,56 et 0,82 ; ou e) entre 0,56 et 0,75. Selon un quatrième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur vers le réservoir de carburant ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant ; dans lequel le procédé comprend la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte qu’un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est entre 0,48 et 1,00. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est : a) entre 0,48 et 0,90 ; b) entre 0,48 et 0,82 ; c) entre 0,56 et 1,00 ; d) entre 0,56 et 0,82 ; ou e) entre 0,56 et 0,75. Selon un cinquième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur vers le réservoir de carburant ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est inférieur à 0,56, dans lequel ΔT est un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est inférieur à 0,53. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est entre 0,48 et 0,56. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est entre 0,48 et 0,53. Selon un sixième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur vers le réservoir de carburant ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant, dans lequel le procédé comprend la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est inférieur à 0,56, dans lequel ΔT est un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est inférieur à 0,53. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est entre 0,48 et 0,56. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est entre 0,48 et 0,53. Selon un septième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur vers le réservoir de carburant ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est entre 0,48 et 1,88, dans lequel ΔT est un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est : a) entre 0,48 et 1,71 ; b) entre 0,48 et 1,70 (par exemple, où ΔT au démarrage est ΔT au démarrage de l’aéronef lorsqu’il est au sol) ; c) entre 0,48 et 1,55 (par exemple, où ΔT au démarrage est ΔT au démarrage de l’aéronef lorsqu’il est au sol) ; d) entre 0,48 et 1,88 (par exemple, où ΔT au démarrage est ΔT au démarrage de l’aéronef lorsqu’il est en vol) ; ou e) entre 0,48 et 1,71 (où ΔT au démarrage est ΔT au démarrage de l’aéronef lorsqu’il est en vol). Selon un huitième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur vers le réservoir de carburant ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant, dans lequel le procédé comprend la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est entre 0,48 et 1,88, dans lequel ΔT est un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est : a) entre 0,48 et 1,71 ; b) entre 0,48 et 1,70 (par exemple, où ΔT au démarrage est ΔT au démarrage de l’aéronef lorsqu’il est au sol) ; c) entre 0,48 et 1,55 (par exemple, où ΔT au démarrage est ΔT au démarrage de l’aéronef lorsqu’il est au sol) ; d) entre 0,48 et 1,88 (par exemple, où ΔT au démarrage est ΔT au démarrage de l’aéronef lorsqu’il est en vol) ; ou e) entre 0,48 et 1,71 (où ΔT au démarrage est ΔT au démarrage de l’aéronef lorsqu’il est en vol). Selon un neuvième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur vers le réservoir de carburant ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant, dans lequel la vanne modulatrice est destinée à initier un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant lorsque le carburant ayant traversé l’échangeur de chaleur est à une température d’au moins 120 °C. La vanne modulatrice peut être destinée à initier un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant lorsque le carburant ayant traversé l’échangeur de chaleur est à une température d’au moins 140 °C. La vanne modulatrice peut être destinée à initier un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant lorsque le carburant ayant traversé l’échangeur de chaleur est à une température entre 120 °C et 180 °C, et de préférence à une température entre 140 °C et 180 °C. La vanne modulatrice peut être destinée à initier un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant lorsque : une indication d’une condition de fonctionnement est fournie ; et ii) le carburant ayant traversé l’échangeur de chaleur est à une température d’au moins 120 °C, de préférence d’au moins 140 °C. Les conditions de fonctionnement peuvent être une ou plusieurs parmi une proportion de carburant d’aviation durable (SAF) dans le carburant, une stabilité thermique du carburant, un niveau de cokéfaction du carburant, une teneur en oxygène du carburant et une teneur en soufre du carburant. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un capteur conçu pour détecter une ou plusieurs conditions de fonctionnement. Selon un dixième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur vers le réservoir de carburant ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant ; dans lequel le procédé comprend l’initiation d’un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant à l’aide de la vanne modulatrice lorsque le carburant ayant traversé l’échangeur de chaleur est à une température d’au moins 120 °C. Le procédé peut comprendre l’initiation d’un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant à l’aide de la vanne modulatrice lorsque le carburant ayant traversé l’échangeur de chaleur est à une température d’au moins 140 °C. Le procédé peut comprendre l’initiation d’un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant à l’aide de la vanne modulatrice lorsque le carburant ayant traversé l’échangeur de chaleur est à une température entre 120 °C et 180 °C, et de préférence à une température entre 140 °C et 180 °C. Le procédé peut comprendre l’initiation d’un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant à l’aide de la vanne modulatrice lorsque : une indication d’une condition de fonctionnement est fournie ; et ii) le carburant ayant traversé l’échangeur de chaleur est à une température d’au moins 120 °C, de préférence d’au moins 140 °C. Les conditions de fonctionnement peuvent être une ou plusieurs parmi une proportion de carburant d’aviation durable (SAF) dans le carburant, une stabilité thermique du carburant, un niveau de cokéfaction du carburant, une teneur en oxygène du carburant et une teneur en soufre du carburant. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un capteur configuré pour détecter une ou plusieurs conditions de fonctionnement. Le procédé peut comprendre la détection d’une ou plusieurs conditions de fonctionnement à l’aide du capteur. Selon un onzième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur vers le réservoir de carburant ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte qu’un rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est entre 0 et 9 en conditions de croisière. La « masse de carburant renvoyée au réservoir de carburant » et la « masse de carburant distribuée à la chambre de combustion » peuvent être exprimées comme un débit de carburant en masse d’écoulement de carburant par unité de temps (par ex., en kg/s). Par « masse de carburant distribuée à la chambre de combustion » dans les onzième et douzième aspects, on peut entendre la « masse de carburant brûlé », par ex. la quantité de carburant brûlé par la chambre de combustion en unités de débit de carburant par unité de temps. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est entre 2,3 et 9 en conditions de croisière. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est supérieur à 4 et inférieur ou égal à 9 en conditions de croisière. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est supérieur à 4 et inférieur ou égal à 4,9 en conditions de croisière. Selon un douzième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur vers le réservoir de carburant ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant ; dans lequel le procédé comprend la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir de carburant et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est entre 0 et 9 en conditions de croisière. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte qu’un rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est entre 2,3 et 9 en conditions de croisière. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte qu’un rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est supérieur à 4 et inférieur ou égal à 9 en conditions de croisière. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est supérieur à 4 et inférieur ou égal à 4,9 en conditions de croisière. Selon un treizième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur vers le réservoir de carburant ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant, dans lequel la vanne modulatrice est destinée à empêcher le renvoi de carburant ayant une température de 180 °C ou plus vers le réservoir de carburant. La vanne modulatrice peut être destinée à empêcher le renvoi du carburant vers le réservoir de carburant lorsqu’une température du carburant dans le réservoir de carburant est à une température seuil supérieure prédéterminée. La température seuil supérieure prédéterminée peut être de 100 °C. La température seuil supérieure prédéterminée peut être de 65 °C. La température seuil supérieure prédéterminée peut être de 55 °C. La température seuil supérieure prédéterminée peut être de 5 °C. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant en fonction, au moins en partie, d’une température du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur, d’une température du carburant dans le réservoir de carburant et d’une quantité de carburant restant dans le réservoir. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte qu’une température d’équilibre du carburant dans le réservoir de carburant, une fois mélangé au carburant renvoyé vers le réservoir le long de la conduite de retour de carburant, ne dépasse pas la température seuil supérieure prédéterminée. Selon un quatorzième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant destinée à renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur vers le réservoir de carburant ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant ; dans lequel le procédé comprend le fait d’empêcher un renvoi du carburant ayant une température de 180 °C ou plus vers le réservoir de carburant à l’aide de la vanne modulatrice. Le procédé peut comprendre le fait d’empêcher un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant à l’aide de la vanne modulatrice lorsqu’une température du carburant dans le réservoir de carburant est à une température seuil supérieure prédéterminée. La température seuil supérieure prédéterminée peut être de 100 °C. La température seuil supérieure prédéterminée peut être de 65 °C. Le seuil supérieur prédéterminé peut être de 55 °C. La température seuil supérieure prédéterminée peut être de 5 °C. Le procédé peut comprendre la modulation d’un écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice en fonction, au moins en partie, d’une température du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur, d’une température du carburant dans le réservoir de carburant et d’une quantité de carburant restant dans le réservoir. Le procédé peut comprendre la modulation d’un écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte qu’une température d’équilibre du carburant dans le réservoir de carburant, une fois mélangé au carburant renvoyé vers le réservoir le long de la conduite de retour de carburant, ne dépasse pas la température seuil supérieure prédéterminée. Selon un quinzième aspect, un moteur à turbine à gaz pour un aéronef est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant et transférer la chaleur de l’huile au carburant de manière à élever la température du carburant à au moins 120 °C à l’entrée de la chambre de combustion ; une conduite de recirculation de carburant destinée à faire recirculer au moins une partie du carburant sur un trajet d’écoulement de carburant, d’un premier point du trajet d’écoulement de carburant à un second point de trajet d’écoulement de carburant, le second point étant en amont du premier point ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant. La conduite de recirculation de carburant peut être destinée à faire recirculer le carburant d’un premier point en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile à un second point en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile. Le moteur à turbine à gaz peut également comprendre une pompe à carburant sur le trajet d’écoulement de carburant. La conduite de recirculation de carburant peut être destinée à faire recirculer le carburant d’un premier point en aval de la pompe à carburant vers un second point en amont de la pompe à carburant. La pompe à carburant peut se trouver en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile sur le trajet d’écoulement de carburant. La conduite de recirculation de carburant peut être destinée à alimenter en carburant un ou plusieurs mécanismes d’aéronef et/ou de moteur supplémentaires. Le ou les mécanismes d’aéronef et/ou de moteur supplémentaires peuvent être ou comprendre un ou plusieurs parmi un système d’antigivrage de nacelle, des actionneurs, des vannes de purge, des vannes de modulation de gestion de chaleur (par exemple, pour le moteur et/ou un système de générateur et un système de refroidissement du carter de turbine). Le trajet d’écoulement de carburant peut être un trajet d’écoulement de carburant principal entre un réservoir de carburant à bord de l’aéronef et la chambre de combustion. L’échangeur de chaleur carburant-huile peut être un échangeur de chaleur carburant-huile primaire situé sur le trajet d’écoulement de carburant principal. Le second point peut être situé en aval d’une pompe à carburant à basse pression par laquelle le carburant est pompé vers le moteur à turbine à gaz à partir du réservoir de carburant. Le premier point peut être situé en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. Le premier point peut être situé en aval d’une pompe à carburant conçue pour alimenter en carburant la chambre de combustion (c’est-à-dire une pompe à carburant à haute pression). Le moteur peut comprendre en outre un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire situé dans le trajet de carburant principal (par ex., en série avec l’échangeur de chaleur principal). Le second point peut être situé en aval de l’échangeur de chaleur secondaire. Alternativement, le moteur peut comprendre en outre un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire avec une conduite d’écoulement menant du trajet d’écoulement principal à l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire et une conduite d’écoulement rejoignant le trajet d’écoulement principal à partir de l’échangeur de chaleur secondaire (par ex., de telle sorte qu’il est parallèle au trajet d’écoulement principal). Le second point peut être situé en amont de l’entrée de la conduite menant à l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire et le premier point peut être situé en aval d’une sortie de la conduite rejoignant le trajet d’écoulement de carburant principal depuis l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire. Le second point peut être situé en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. L’échangeur de chaleur carburant-huile peut être destiné à transférer la chaleur de l’huile au carburant de manière à élever la température du carburant à au moins 140 °C à l’entrée de la chambre de combustion (c’est-à-dire que l’échangeur de chaleur peut être destiné à transférer la chaleur de l’huile au carburant afin d’élever la température du carburant à ces températures avant qu’il n’entre dans la chambre de combustion). L’échangeur de chaleur peut être destiné à transférer la chaleur de l’huile au carburant afin d’élever la température du carburant à entre 120 °C et 180 °C, et de préférence entre 140 °C et 180 °C, à l’entrée de la chambre de combustion. L’échangeur de chaleur peut être destiné à transférer la chaleur de l’huile au carburant de manière à élever la température du carburant à au moins 120 °C, 125 °C, 130 °C, 135 °C, 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C ou 200 °C à l’entrée de la chambre de combustion, ou à une température de carburant dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant de telle sorte qu’un rapport entre la masse de carburant recirculé et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est entre 0 et 9 en conditions de croisière. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée vers le réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est entre 2,3 et 9 en conditions de croisière. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée vers le réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est supérieur à 4 et inférieur ou égal à 9 en conditions de croisière. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée vers le réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est supérieur à 4 et inférieur ou égal à 4,9 en conditions de croisière. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre au moins un capteur de température sur le trajet d’écoulement de carburant et/ou sur la conduite de recirculation de carburant. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant en fonction, au moins en partie, des données de température de l’au moins un capteur de température. Selon un seizième aspect, un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz est fourni, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion ; un échangeur de chaleur carburant-huile destiné à recevoir le carburant d’un réservoir de carburant et transférer la chaleur de l’huile au carburant de manière à élever la température du carburant à au moins 120 °C à l’entrée de la chambre de combustion ; une conduite de recirculation de carburant destinée à faire recirculer au moins une partie du carburant sur un trajet d’écoulement de carburant, d’un premier point du trajet d’écoulement de carburant à un second point de trajet d’écoulement de carburant, le second point étant en amont du premier point ; et une vanne modulatrice destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant ; dans lequel le procédé comprend la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant à l’aide de la vanne modulatrice. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant, à l’aide de la vanne modulatrice, d’un premier point en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile à un second point en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile. Le moteur à turbine à gaz peut également comprendre une pompe à carburant sur le trajet d’écoulement de carburant. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant, à l’aide de la vanne modulatrice, d’un premier point en aval de la pompe à carburant à un second point en amont de la pompe à carburant. La pompe à carburant peut se trouver en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile sur le trajet d’écoulement de carburant. Le procédé peut comprendre l’alimentation en carburant d’un ou plusieurs mécanismes d’aéronef et/ou de moteur supplémentaires par l’intermédiaire de la conduite de recirculation de carburant. Le ou les mécanismes d’aéronef et/ou de moteur supplémentaires peuvent être ou comprendre un ou plusieurs parmi un système d’antigivrage de nacelle, actionneurs, vannes de purge, vannes de modulation de gestion de chaleur (par exemple, pour le moteur et/ou un système de générateur et un système de refroidissement du carter de turbine. Le trajet d’écoulement de carburant peut être un trajet d’écoulement principal entre le réservoir de carburant à bord de l’aéronef et la chambre de combustion. L’échangeur de chaleur carburant-huile peut être un échangeur de chaleur carburant-huile primaire situé sur le trajet d’écoulement de carburant principal. Le second point peut être situé en aval d’une pompe à carburant à basse pression par laquelle le carburant est pompé vers le moteur à turbine à gaz à partir du réservoir de carburant. Le premier point peut être situé en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. Le premier point peut être situé en aval d’une pompe à carburant conçue pour alimenter en carburant la chambre de combustion (c’est-à-dire une pompe à carburant à haute pression). Le moteur peut comprendre en outre un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire situé dans le trajet de carburant principal (par ex., en série avec l’échangeur de chaleur principal). Le second point peut être situé en aval de l’échangeur de chaleur secondaire. Alternativement, le moteur peut comprendre en outre un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire avec une conduite d’écoulement menant du trajet d’écoulement principal à l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire et une conduite d’écoulement rejoignant le trajet d’écoulement principal à partir de l’échangeur de chaleur secondaire (par ex., de telle sorte qu’il est parallèle au trajet d’écoulement principal). Le second point peut être situé en amont de l’entrée de la conduite menant à l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire et le premier point peut être situé en aval d’une sortie de la conduite rejoignant le trajet d’écoulement de carburant principal depuis l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire. Le second point peut être situé en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l’huile au carburant de façon à élever la température de carburant à au moins 140 °C à l’entrée dans la chambre de combustion. Le procédé comprend le transfert de chaleur de l’huile au carburant de façon à élever la température de carburant à entre 120 °C et 180 °C à l’entrée dans la chambre de combustion. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l’huile au carburant de façon à élever la température de carburant à entre 140 °C et 180 °C à l’entrée dans la chambre de combustion. L’échangeur de chaleur peut être destiné à transférer la chaleur de l’huile au carburant de manière à élever la température du carburant à au moins 120 °C, 125 °C, 130 °C, 135 °C, 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C ou 200 °C à l’entrée de la chambre de combustion, ou à une température de carburant dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte qu’un rapport entre la masse de carburant recirculée et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est entre 0 et 9 en conditions de croisière. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est entre 2,3 et 9 en conditions de croisière. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est supérieur à 4 et inférieur ou égal à 9 en conditions de croisière. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est supérieur à 4 et inférieur ou égal à 4,9 en conditions de croisière. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre au moins un capteur de température sur le trajet d’écoulement de carburant et/ou sur la conduite de recirculation de carburant. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant, à l’aide de la vanne modulatrice, en fonction au moins en partie de données de température de l’au moins un capteur de température. Les caractéristiques de recirculation de carburant des quinzième et seizième aspects peuvent être combinées avec l’un quelconque des autres aspects définis ci-dessus ou ailleurs ici. En d’autres termes, le carburant peut être recirculé en retour vers le réservoir de carburant à l’aide de la vanne modulatrice selon l’un quelconque aspect défini ci-dessus ou ailleurs ici, ainsi que recirculé comme défini dans les quinzième et seizième aspects. Dans les cinquième, septième, neuvième, onzième et treizième aspects : La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte qu’un rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est inférieur à 0,56 (par ex., en conditions de croisière). La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est inférieur à 0,53 (par ex., en conditions de croisière). La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est entre 0,48 et 0,56 (par ex., en conditions de croisière). La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est entre 0,48 et 0,53 (par ex., en conditions de croisière). La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est entre 0,48 et 1,00 (par ex., en conditions de croisière). La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion (par ex., en conditions de croisière) est : a) entre 0,48 et 0,90 ; b) entre 0,48 et 0,82 ; c) entre 0,56 et 1,00 ; d) entre 0,56 et 0,82 ; ou e) entre 0,56 et 0,75. Dans les sixième, huitième, dixième, douzième et quatorzième aspects : Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte qu’un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est inférieur à 0,56 (par ex., en conditions de croisière). Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est inférieur à 0,53 (par ex., en conditions de croisière). Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est entre 0,48 et 0,56 (par ex., en conditions de croisière). Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est entre 0,48 et 0,53 (par ex., en conditions de croisière). Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion est entre 0,48 et 1,00 (par ex., en conditions de croisière). Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la température, en kelvins, du carburant dans le réservoir de carburant et la température, en kelvins, du carburant distribué à la chambre de combustion (par ex., en conditions de croisière) est : a) entre 0,48 et 0,90 ; b) entre 0,48 et 0,82 ; c) entre 0,56 et 1,00 ; d) entre 0,56 et 0,82 ; ou e) entre 0,56 et 0,75. Dans les premier, troisième, cinquième, septième, onzième et treizième aspects : La vanne modulatrice peut être destinée à initier un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant lorsque le carburant ayant traversé l’échangeur de chaleur est à une température d’au moins 120 °C et de préférence d’au moins 140 °C. La vanne modulatrice peut être destinée à initier un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant lorsque le carburant ayant traversé l’échangeur de chaleur est à une température entre 120 °C et 180 °C, et de préférence est à une température entre 140 °C et 180 °C. La vanne modulatrice peut être destinée à initier un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant lorsque : une indication d’une condition de fonctionnement est fournie ; et ii) le carburant ayant traversé l’échangeur de chaleur est à une température d’au moins 120 °C, de préférence d’au moins 140 °C. Les conditions de fonctionnement peuvent être une ou plusieurs parmi une proportion de carburant d’aviation durable (SAF) dans le carburant, une stabilité thermique du carburant, un niveau de cokéfaction du carburant, une teneur en oxygène du carburant et une teneur en soufre du carburant. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un capteur conçu pour détecter une ou plusieurs conditions de fonctionnement. Dans les deuxième, quatrième, sixième, huitième, douzième et quatorzième aspects : Le procédé peut comprendre l’initiation d’un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant à l’aide de la vanne modulatrice lorsque le carburant ayant traversé l’échangeur de chaleur est à une température d’au moins 120 °C et de préférence d’au moins 140 °C. Le procédé peut comprendre l’initiation d’un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant à l’aide de la vanne modulatrice lorsque le carburant ayant traversé l’échangeur de chaleur est à une température entre 120 °C et 180 °C, de préférence est à une température entre 140 °C et 180 °C. Le procédé peut comprendre l’initiation d’un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant à l’aide de la vanne modulatrice lorsque : i) une indication d’une condition de fonctionnement est fournie ; et ii) le carburant ayant traversé l’échangeur de chaleur est à une température d’au moins 120 °C, de préférence d’au moins 140 °C. Les conditions de fonctionnement peuvent être une ou plusieurs parmi une proportion de carburant d’aviation durable (SAF) dans le carburant, une stabilité thermique du carburant, un niveau de cokéfaction du carburant, une teneur en oxygène du carburant et une teneur en soufre du carburant. Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre un capteur conçu pour détecter une ou plusieurs conditions de fonctionnement. Le procédé peut comprendre la détection d’une ou plusieurs conditions de fonctionnement à l’aide du capteur. Dans les premier, troisième, cinquième, septième, neuvième et treizième aspects La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre le carburant renvoyé au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est entre 0 et 9 en conditions de croisière. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est entre 2,3 et 9 en conditions de croisière. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est supérieur à 4 et inférieur ou égal à 9 en conditions de croisière. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est supérieur à 4 et inférieur ou égal à 4,9 en conditions de croisière. Dans les deuxième, quatrième, sixième, huitième, dixième, quatorzième aspects : Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir de carburant et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est entre 0 et 9 en conditions de croisière. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est entre 2,3 et 9 en conditions de croisière. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est supérieur à 4 et inférieur ou égal à 9 en conditions de croisière. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion est supérieur à 4 et inférieur ou égal à 4,9 en conditions de croisière. Dans les premier, troisième, cinquième, septième, neuvième et onzième aspects : La vanne modulatrice peut être destinée à empêcher un renvoi du carburant ayant une température de 180 °C ou plus vers le réservoir de carburant. La vanne modulatrice peut être destinée à empêcher le renvoi du carburant vers le réservoir de carburant lorsqu’une température du carburant dans le réservoir de carburant est à une température seuil supérieure prédéterminée. La température seuil supérieure prédéterminée peut être de 100 °C. La température seuil supérieure prédéterminée peut être de 65 °C. La température seuil supérieure prédéterminée peut être de 55 °C. La température seuil supérieure prédéterminée peut être de 5 °C. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant en fonction, au moins en partie, d’une température du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur, d’une température du carburant dans le réservoir de carburant et d’une quantité de carburant restant dans le réservoir. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte qu’une température d’équilibre du carburant dans le réservoir de carburant, une fois mélangé au carburant renvoyé vers le réservoir le long de la conduite de retour de carburant, ne dépasse pas la température seuil supérieure prédéterminée. Dans les deuxième, quatrième, sixième, huitième, dixième et douzième aspects : Le procédé peut comprendre le fait d’empêcher un renvoi du carburant ayant une température de 180 °C ou plus vers le réservoir de carburant à l’aide de la vanne modulatrice. Le procédé peut comprendre le fait d’empêcher un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant à l’aide de la vanne modulatrice lorsqu’une température du carburant dans le réservoir de carburant est à une température seuil supérieure prédéterminée. La température seuil supérieure prédéterminée peut être de 100 °C. La température seuil supérieure prédéterminée peut être de 65 °C. Le seuil supérieur prédéterminé peut être de 55 °C. La température seuil supérieure prédéterminée peut être de 5 °C. Le procédé peut comprendre la modulation d’un écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice en fonction, au moins en partie, d’une température du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur, d’une température du carburant dans le réservoir de carburant et d’une quantité de carburant restant dans le réservoir. Le procédé peut comprendre la modulation d’un écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte qu’une température d’équilibre du carburant dans le réservoir de carburant, une fois mélangé au carburant renvoyé vers le réservoir le long de la conduite de retour de carburant, ne dépasse pas la température seuil supérieure prédéterminée. Dans les premier, deuxième, troisième et quatrième aspects : Une température du carburant distribué à la chambre de combustion (c’est-à-dire à l’entrée de la chambre de combustion) peut être une température du carburant distribué à la chambre de combustion en conditions de croisière. Les températures de carburant distribué à la chambre de combustion en conditions de croisière peuvent être définies en tant que moyenne sur au moins 5 minutes, 10 minutes, ou 30 minutes, en conditions de croisière à régime stationnaire. Ces températures moyennes ne comportent pas de pics transitoires de température, qui peuvent être définis comme des fluctuations de température du carburant en fonctionnement, souvent une élévation de la température. Chaque fluctuation peut ne pas durer plus de 5 minutes. Le paragraphe précédent peut également s’appliquer à d’autres références à la température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion. Dans les premier, troisième, cinquième, septième, neuvième, onzième, treizième et quinzième aspects : L’échangeur de chaleur peut être destiné à transférer la chaleur de l’huile au carburant de manière à élever la température de carburant à au moins 120 °C, et de préférence à une température de 140 °C, à l’entrée de la chambre de combustion (c’est-à-dire que l’échangeur de chaleur peut être destiné à transférer la chaleur de l’huile au carburant afin d’élever la température du carburant de sorte que le carburant ait ces températures lorsqu’il entre dans la chambre de combustion). L’échangeur de chaleur peut être destiné à transférer la chaleur de l’huile au carburant de manière à élever la température du carburant à entre 120 °C et 180 °C, et de préférence entre 140 °C et 180 °C, à l’entrée de la chambre de combustion. L’échangeur de chaleur peut être destiné à transférer la chaleur de l’huile au carburant de manière à élever la température du carburant à au moins 125 °C, 130 °C, 135 °C, 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C ou 200 °C à l’entrée de la chambre de combustion, ou à une température de carburant dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans les deuxième, quatrième, sixième, huitième, dixième et douzième, quatorzième et seizième aspects : Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l’huile au carburant à l’aide de l’échangeur de chaleur carburant-huile de manière à élever la température de carburant à au moins 120 °C, et de préférence à au moins 140 °C à l’entrée dans la chambre de combustion. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l’huile au carburant à l’aide de l’échangeur de chaleur carburant-huile de manière à élever la température du carburant à une valeur comprise entre 120 °C et 180 °C, et de préférence entre 140 °C et 180 °C, à l’entrée de la chambre de combustion. Le procédé peut comprendre le transfert de chaleur de l’huile au carburant de manière à élever la température de carburant à au moins 125 °C, 130 °C, 135 °C, 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C ou 200 °C à l’entrée de la chambre de combustion, ou à une température de carburant dans une plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans les premier, troisième, cinquième, septième aspects : Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un premier capteur de température situé en aval de l’échangeur de chaleur ; et peut être conçu pour recevoir des informations d’un second capteur de température situé dans le réservoir de carburant. Le premier capteur de température peut être situé dans la conduite de retour de carburant. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant en fonction des données de température du premier capteur de température et du second capteur de température. Dans le neuvième aspect : Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre au moins un capteur de température situé en aval de l’échangeur de chaleur. La vanne modulatrice peut être destinée à initier un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant en fonction, au moins en partie, de données de température de l’au moins un capteur de température situé en aval de l’échangeur de chaleur. Dans le s onzième et treizième aspect s : Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre au moins un capteur de température situé en aval de l’échangeur de chaleur ; et/ou le moteur à turbine à gaz peut être conçu pour recevoir des informations d’un capteur de température situé dans le réservoir de carburant. L’au moins un capteur de température situé en aval de l’échangeur de chaleur peut être situé dans la conduite de retour de carburant. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant en fonction, au moins en partie, des données de température de l’au moins un capteur de température situé en aval de l’échangeur de chaleur et/ou du capteur de température situé dans le réservoir de carburant. Dans les deuxième, quatrième, sixième, huitième aspects : Le moteur à turbine à gaz peut comprendre un premier capteur de température situé en aval de l’échangeur de chaleur ; et peut être conçu pour recevoir des informations d’un second capteur de température situé dans le réservoir de carburant. Le premier capteur de température peut être situé dans la conduite de retour de carburant. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant en fonction de données de température du premier capteur de température et du second capteur de température. Dans le dixième aspect : Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre au moins un capteur de température situé en aval de l’échangeur de chaleur. Le procédé peut comprendre l’initiation d’un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant à l’aide de la vanne modulatrice, en fonction au moins en partie de données de température de l’au moins un capteur de température situé en aval de l’échangeur de chaleur. Dans les douzième et quatorzième aspects : Le moteur à turbine à gaz peut comprendre en outre au moins un capteur de température situé en aval de l’échangeur de chaleur ; et/ou le moteur à turbine à gaz peut être conçu pour recevoir des informations d’un capteur de température situé dans le réservoir de carburant. L’au moins un capteur de température situé en aval de l’échangeur de chaleur peut être situé dans la conduite de retour de carburant. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice, en fonction au moins en partie de données de température de l’au moins un capteur de température situé en aval de l’échangeur de chaleur et/ou du capteur de température situé dans le réservoir de carburant. Dans les premier, deuxième, troisième, quatrième, cinquième, sixième, septième, huitième, neuvième, dixième, onzième, douzième, treizième et quatorzième aspects : La température du carburant dans le réservoir de carburant peut être comprise entre -54 °C et 100 °C. La température du carburant dans le réservoir de carburant peut être comprise entre -54 °C et 65 °C. La température du carburant dans le réservoir de carburant peut être comprise entre -54 °C et 55 °C. La température du carburant dans le réservoir de carburant peut être comprise entre -54 °C et 5 °C. La température du carburant dans le réservoir de carburant peut être de -54 °C, -50 °C, -45 °C, -40 °C, -35 °C, -30 °C, -25 °C, -20 °C, -15 °C, -10 °C, -5 °C, 0 °C, 5 °C, 10 °C, 15 °C, 20 °C, 25 °C, 30 °C, 35 °C, 40 °C, 45 °C, 50 °C, 55 °C, 60 °C, 65 °C, 70 °C, 75 °C, 80 °C, 85 °C, 90 °C, 95 °C, 100 °C ou dans une quelconque plage définie entre deux quelconques de ces valeurs. Dans les premier, troisième, cinquième, septième, neuvième, onzième, treizième aspects : La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant en fonction, au moins en partie, d’une quantité de carburant restant dans le réservoir de carburant. La quantité de carburant restant dans le réservoir de carburant peut être une masse de carburant restant dans le réservoir de carburant. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant en fonction, au moins en partie, d’une température du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur, d’une température du carburant dans le réservoir de carburant et d’une quantité de carburant restant dans le réservoir de carburant. La vanne modulatrice peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant de telle sorte qu’une température d’équilibre du carburant dans le réservoir de carburant après le renvoi du carburant vers le réservoir de carburant le long de la conduite de retour de carburant ne dépasse pas une température seuil supérieure prédéterminée pour le carburant dans le réservoir de carburant. Dans les deuxième, quatrième, sixième, huitième, dixième, douzième, quatorzième aspects : Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice en fonction, au moins en partie, d’une quantité de carburant restant dans le réservoir de carburant. La quantité de carburant restant dans le réservoir de carburant peut être une masse de carburant restant dans le réservoir de carburant. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice en fonction, au moins en partie, d’une température du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur, d’une température du carburant dans le réservoir de carburant et d’une quantité de carburant restant dans le réservoir. Le procédé peut comprendre la modulation de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant à l’aide de la vanne modulatrice de telle sorte qu’une température d’équilibre du carburant dans le réservoir de carburant après le renvoi du carburant vers le réservoir de carburant le long de la conduite de retour de carburant ne dépasse pas une température seuil supérieure prédéterminée pour le carburant dans le réservoir de carburant. Comme indiqué ailleurs ici, la présente description peut s’appliquer à une quelconque configuration pertinente d’un moteur à turbine à gaz. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, un moteur à turbine à gaz à double flux, un moteur à turbine à gaz à rotor ouvert (dans lequel l’hélice n’est pas entourée par une nacelle), un moteur à turbopropulseur ou un turboréacteur. Un tel moteur quelconque peut être ou non pourvu d’une chambre de postcombustion. Un tel moteur à turbine à gaz peut être, par exemple, conçu pour des applications de génération de puissance terrestre ou marine. Un moteur à turbine à gaz en conformité avec un aspect quelconque de la présente description peut comprendre un cœur de moteur comprenant une turbine, une chambre de combustion, un compresseur, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur. Un tel moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante (ayant des ailettes de soufflante). Une telle soufflante peut être située en amont du cœur de moteur. En variante, dans certains exemples, le moteur à turbine à gaz peut comprendre une soufflante située en aval du cœur de moteur, par exemple dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur (auquel cas la soufflante peut être dénommée hélice). Lorsque le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur, le moteur à turbine à gaz peut comprendre deux étages d’hélice contrarotatifs fixés à et entraînés par une turbine de puissance libre par l’intermédiaire d’un arbre. Les hélices peuvent tourner dans des sens opposés de sorte que l’une tourne dans le sens horaire et l’autre dans le sens anti-horaire autour de l’axe de rotation du moteur. En variante, le moteur à turbine à gaz peut comprendre un étage d’hélice et un étage d’aubes directrices conçu en aval de l’étage d’hélice. L’étage d’aubes directrices peut être à pas variable. Ainsi, les turbines à haute pression, à pression intermédiaire et à puissance libre peuvent respectivement entraîner des hélices et des compresseurs à pression élevée et intermédiaire par des arbres d’interconnexion appropriés. Ainsi, les hélices peuvent fournir la majorité de la poussée de propulsion. Dans le cas où le moteur à turbine à gaz est un moteur à rotor ouvert ou à turbopropulseur, un ou plusieurs parmi les étages d’hélice peuvent être entraînés par un réducteur. Le réducteur peut être du type décrit ici. Un moteur selon la présente description peut être un moteur à double flux. Un tel moteur peut être un moteur à double flux à réducteur 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 second arbre de cœur reliant la seconde turbine au compresseur. La seconde turbine, le compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à tourner à une vitesse de rotation plus élevée que le premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, la seconde turbine peut être positionnée axialement en amont de la première turbine. Un moteur selon la présente description peut être un moteur à double flux à réducteur. 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 via un arbre intermédiaire et/ou pignon droit. L’arbre de cœur peut solidariser la turbine et le compresseur, de telle sorte que la turbine et le compresseur tournent à la même vitesse (avec la soufflante tournant à une vitesse plus basse). Le moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n’importe quelle architecture générale appropriée. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut avoir n’importe quel nombre souhaité d’arbres qui relient des turbines et des compresseurs, par exemple un, deux ou trois arbres. À titre d’exemple uniquement, la turbine reliée à l’arbre de cœur peut être une première turbine, le compresseur relié à l’arbre de cœur peut être un premier compresseur, et l’arbre de cœur peut être un premier arbre de cœur. Le cœur de moteur peut comprendre en outre une seconde turbine, un second compresseur et un second arbre de cœur reliant la seconde turbine au second compresseur. La seconde turbine, le second compresseur et le second arbre de cœur peuvent être destinés à tourner à une vitesse de rotation plus élevée que celle du premier arbre de cœur. Dans un tel agencement, le second compresseur peut être positionné axialement en aval du premier compresseur. Le second compresseur peut être destiné à recevoir (par exemple recevoir directement, par exemple par l’intermédiaire d’un conduit généralement annulaire) un écoulement depuis le premier compresseur. Le réducteur peut être destiné à être entraîné par l’arbre de cœur qui est conçu pour 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 destiné à être entraîné uniquement par l’arbre de cœur qui est conçu pour tourner (par exemple en cours d’utilisation) à la vitesse de rotation la plus basse (par exemple uniquement par le premier arbre de cœur, et non le second arbre de cœur, dans l’exemple ci-dessus). En variante, le réducteur peut être destiné à être entraîné par l’un ou les quelconques des arbres, par exemple les premier et/ou second arbres dans l’exemple ci-dessus. Le réducteur peut être une boîte de réduction (en cela que la sortie vers la soufflante présente une vitesse de rotation inférieure à l’entrée depuis l’arbre de cœur). 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 à étage unique. En variante, un tel réducteur peut être un réducteur composé, par exemple un réducteur planétaire composé (qui peut avoir l’entrée sur le pignon solaire et la sortie sur la couronne dentée, et donc être dénommé réducteur « en étoile composé »), par exemple à deux étages de réduction. Le réducteur peut avoir n’importe quel rapport de réduction souhaité (défini comme la vitesse de rotation de l’arbre d’entrée divisée par la vitesse de rotation de l’arbre de sortie), par exemple supérieur à 2,5, par exemple dans la plage de 3 à 4,2, ou de 3,2 à 3,8, par exemple de l’ordre de ou d’au moins 3, 3,1, 3,2, 3,3, 3,4, 3,5, 3,6, 3,7, 3,8, 3,9, 4, 4,1 ou 4,2. Le rapport de réduction peut être, par exemple, entre deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente. Strictement à titre d’exemple, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,1 ou 3,2 à 3,8. Strictement à titre d’exemple supplémentaire, le réducteur peut être un réducteur « en étoile » ayant un rapport de réduction dans la plage allant de 3,0 à 3,1. Strictement à titre d’exemple, le réducteur peut être un réducteur « planétaire » ayant un rapport de réduction dans la plage de 3,6 à 4,2. Dans certains agencements, le rapport de réduction peut être à l’extérieur de ces plages. Dans n’importe quel moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici, le carburant d’une composition ou d’un mélange donné est fourni à une chambre de combustion, qui peut être fournie en aval de la soufflante et du ou des compresseurs par rapport au trajet d’écoulement (par exemple axialement en aval). Par exemple, la chambre de combustion peut être directement en aval du (par exemple à la sortie du) second compresseur, lorsqu’un second compresseur est fourni. À titre d’exemple supplémentaire, le flux à la sortie vers la chambre de combustion peut être fourni à l’entrée de la seconde turbine, lorsqu’une seconde turbine est fournie. La chambre de combustion peut être fournie en amont de la ou des turbines. Le ou chaque compresseur (par exemple le premier compresseur et le second compresseur tels que décrits ci-dessus) peut comprendre n’importe quel nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée de pales 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 de pales de rotor et la rangée d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. Par exemple, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à double flux à entraînement direct comprenant 13 ou 14 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut par exemple comprendre 3 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et soit 10 soit 11 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à réducteur (dans lequel la soufflante est entraînée par un premier arbre de cœur par l’intermédiaire d’une boîte de réduction) comprenant 11, 12 ou 13 étages de compresseur (en plus de la soufflante). Un tel moteur peut comprendre 3 ou 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 8 ou 9 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). À titre d’exemple supplémentaire, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant 4 étages dans le premier compresseur (ou « basse pression ») et 10 étages dans le second compresseur (ou « haute pression »). La ou chaque turbine (par exemple la première turbine et la seconde turbine telles que décrites ci-dessus) peuvent comprendre n’importe quel nombre d’étages, par exemple de multiples étages. Chaque étage peut comprendre une rangée de pales de rotor et une rangée d’aubes de stator, ou inversement, selon le besoin. Les rangées respectives de pales de rotor et d’aubes de stator peuvent être axialement décalées l’une de l’autre. La seconde turbine (ou « haute pression ») peut comprendre 2 étages dans n’importe quel agencement (par exemple, indépendamment du fait qu’il s’agisse d’un moteur à réducteur ou à entraînement direct). Le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à entraînement direct comprenant une première turbine (ou « basse pression ») ayant 5, 6 ou 7 étages. En variante, le moteur à turbine à gaz peut être un moteur à turbine à gaz à réducteur comprenant une première turbine (ou « basse pression ») ayant 3 ou 4 étages. 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’ailette de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l’ailette de soufflante au niveau de la pointe peut être inférieur à (ou de l’ordre de) l’un quelconque parmi : 0,4, 0,39, 0,38, 0,37, 0,36, 0,35, 0,34, 0,33, 0,32, 0,31, 0,3, 0,29, 0,28, 0,27, 0,26 ou 0,25. Le rapport du rayon de l’ailette de soufflante au niveau du moyeu au rayon de l’ailette de soufflante au niveau de la pointe peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 0,28 à 0,32, ou 0,29 à 0,30. Ces rapports peuvent être couramment désignés comme le rapport du moyeu à la pointe. Le rayon au niveau du moyeu et le rayon au niveau de la pointe peuvent l’un et l’autre être mesurés au niveau de la partie de bord d’attaque (ou axialement la plus en avant) de l’aube. Le rapport du moyeu à la pointe fait référence, bien sûr, à la partie lavée par les gaz de l’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 (ou de l’ordre de) l’un quelconque parmi : 140 cm, 170 cm, 180 cm, 190 cm, 200 cm, 210 cm, 220 cm, 230 cm, 240 cm, 250 cm (environ 100 pouces), 260 cm, 270 cm (environ 105 pouces), 280 cm (environ 110 pouces), 290 cm (environ 115 pouces), 300 cm (environ 120 pouces), 310 cm, 320 cm (environ 125 pouces), 330 cm (environ 130 pouces), 340 cm (environ 135 pouces), 350 cm, 360 cm (environ 140 pouces), 370 cm (environ 145 pouces), 380 cm (environ 150 pouces), 390 cm (environ 155 pouces), 400 cm, 410 cm (environ 160 pouces) ou 420 cm (environ 165 pouces). Le diamètre de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 210 cm à 240 cm, ou 250 cm à 280 cm, ou 320 cm à 380 cm. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le diamètre de soufflante peut être dans la plage de 170 cm à 180 cm, 190 cm à 200 cm, 200 cm à 210 cm, 210 cm à 230 cm, 290 cm à 300 cm ou 340 cm à 360 cm. La vitesse de rotation de la soufflante peut varier en cours d’utilisation. Généralement, la vitesse de rotation est plus basse pour des soufflantes avec un diamètre plus élevé. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la vitesse de rotation de la soufflante en conditions de croisière peut être inférieure à 3500 tr/min, par exemple inférieure à 2600 tr/min, ou inférieure à 2500 tr/min, ou inférieure à 2300 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante en conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 2750 à 2900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante en conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 2500 à 2800 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante en conditions de croisière pour un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1500 à 1800 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante en conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 190 cm à 200 cm peut être dans la plage allant de 3600 à 3900 tr/min. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, la vitesse de rotation de la soufflante en conditions de croisière pour un moteur à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 2000 à 2800 tr/min. En cours d’utilisation du moteur à turbine à gaz, la soufflante (avec les ailettes de soufflante associées) tourne autour d’un axe de rotation. Cette rotation résulte en un déplacement de la pointe de l’ailette de soufflante avec une vitesse U pointe . Le travail accompli par les ailettes de soufflante sur le flux résulte en une augmentation d’enthalpie dH du flux. Une charge de pointe de soufflante peut être définie par dH/U pointe 2 , où dH est l’augmentation d’enthalpie (par exemple l’augmentation d’enthalpie moyenne 1-D) à travers la soufflante et U pointe est la vitesse (de translation) de la pointe de soufflante, par exemple au niveau du bord d’attaque de la pointe (qui peut être définie comme le rayon de pointe de soufflante au niveau du bord d’attaque multiplié par la vitesse angulaire). La charge de pointe de soufflante en conditions de croisière peut être supérieure à (ou de l’ordre de) l’un quelconque parmi : 0,28, 0,29, 0,30, 0,31, 0,32, 0,33, 0,34, 0,35, 0,36, 0,37, 0,38, 0,39 ou 0,4 (toutes les valeurs n’ayant pas de dimension). La charge de pointe de soufflante peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 0,28 à 0,31 ou de 0,29 à 0,3 (par exemple pour un moteur à turbine à gaz à réducteur). Des moteurs à turbine à gaz conformément à la présente description peuvent avoir n’importe quel rapport de contournement (BPR) souhaité, où le rapport de contournement est défini comme le rapport du débit massique de l’écoulement à travers le conduit de contournement au débit massique de l’écoulement à travers le cœur. Dans certains agencements le rapport de contournement en conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) n’importe lequel des suivants : 9. 9,5, 10, 10,5, 11, 11,5, 12, 12,5, 13, 13,5, 14, 14,5, 15, 15,5, 16, 16,5, 17, 17,5, 18, 18,5, 19, 19,5 ou 20. Le rapport de contournement en conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 12 à 16, de 13 à 15, ou de 13 à 14. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de contournement en conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct selon la présente description peut être dans la plage allant de 9:1 à 11:1. Strictement à titre d’exemple non limitatif supplémentaire, le rapport de contournement en conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à réducteur selon la présente description peut être dans la plage allant de 12:1 à 15:1. Le conduit de contournement peut être au moins sensiblement annulaire. Le conduit de contournement peut être radialement à l’extérieur du moteur de cœur. La surface radialement externe du conduit de contournement peut être définie par une nacelle et/ou un carter de soufflante. Le rapport de pression global (OPR) d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut être défini comme le rapport de la pression de stagnation en sortie du compresseur à pression la plus élevée (avant une entrée dans la chambre de combustion) à la pression de stagnation en amont de la soufflante. À titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici en conditions de croisière peut être supérieur à (ou de l’ordre de) n’importe lequel des suivants : 35, 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75. Le rapport de pression global peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 50 à 70. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global en conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 40 à 45. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global en conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 45 à 55. Strictement à titre d’exemple non limitatif, le rapport de pression global en conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à réducteur 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 en conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 50 à 60. La poussée spécifique d’un moteur peut être définie comme la poussée nette du moteur divisée par le débit massique total à travers le moteur. Dans certains exemples, une poussée spécifique peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fourni à la chambre de combustion. En conditions de croisière, la poussée spécifique d’un moteur décrit et/ou revendiqué ici peut être inférieure à (ou de l’ordre de) n’importe laquelle des suivantes : 110 Nkg -1 s, 105 Nkg -1 s, 100 Nkg -1 s, 95 Nkg -1 s, 90 Nkg -1 s, 85 Nkg -1 s ou 80 Nkg -1 s. La poussée spécifique peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage de 80 Nkg -1 s à 100 Nkg - 1 s, ou de 85 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. De tels moteurs peuvent être particulièrement efficaces par comparaison avec des moteurs à turbine à gaz classiques. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 95 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 80 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 70 Nkg -1 s à 90 Nkg -1 s. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée spécifique d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 90 Nkg -1 s à 120 Nkg - 1 s. Un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici peut avoir n’importe quelle poussée maximale souhaitée. Strictement à titre d’exemple non limitatif, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être susceptible de produire une poussée maximale d’au moins (ou de l’ordre de) n’importe laquelle des suivantes : 100 kN, 110 kN, 120 kN, 130 kN, 135 kN, 140 kN, 145 kN, 150 kN, 155 kN, 160 kN, 170 kN, 180 kN, 190 kN, 200 kN, 250 kN, 300 kN, 350 kN, 400 kN, 450 kN, 500 kN, ou 550 kN. La poussée maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures). À titre d’exemple non limitatif uniquement, une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut être capable de produire une poussée maximale dans la plage de 155 kN à 170 kN, de 330 kN à 420 kN, ou de 350 kN à 400 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 140 kN à 160 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 150 kN à 200 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la poussée maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 370 kN à 500 kN. La poussée mentionnée ci-dessus peut être la poussée nette maximale dans des conditions atmosphériques types au niveau de la mer plus 15 degrés C (pression ambiante de 101,3 kPa, température de 30 degrés C), avec le moteur statique. En cours d’utilisation, la température du flux à l’entrée de la turbine haute pression peut être particulièrement élevée. Cette température, qui peut être dénommée TET, peut être mesurée en sortie de la chambre de combustion, par exemple immédiatement en amont de la première aube de turbine, qui elle-même peut être appelée aube directrice de tuyère. Dans certains exemples, la TET peut dépendre, pour une condition de poussée donnée, de la composition spécifique de carburant fourni à la chambre de combustion. En conditions de croisière, la TET peut être au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1400 K, 1450 K, 1500 K, 1520 K, 1530 K, 1540 K, 1550 K, 1600 K ou 1650 K. La TET en conditions de croisière peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple 1530 K à 1600 K. Ainsi, uniquement à titre d’exemple non limitatif, la TET en conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1540 K à 1600 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET en conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 1590K à 1650K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET en conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1600K à 1660K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET en conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1590 K à 1650 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET en conditions de croisière d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1570 K à 1630 K. La TET maximale en utilisation du moteur peut être, par exemple, au moins (ou de l’ordre de) l’une quelconque des valeurs suivantes : 1700 K, 1750 K, 1800 K, 1850 K, 1900 K, 1950 K, 2000 K, 2050 K, ou 2100 K. La TET maximale peut être dans une plage inclusive délimitée par deux quelconques des valeurs dans la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par exemple dans la plage allant de 1800 K à 1950 K, ou de 1900 K à 2000 K. Ainsi, uniquement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 200 cm à 210 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 210 cm à 230 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à réducteur ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 340 cm à 360 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1960 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1935 K à 1995 K. Strictement à titre d’exemple non limitatif, la TET maximale d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ayant un diamètre de soufflante dans la plage allant de 300 cm à 340 cm peut être dans la plage allant de 1890 K à 1950 K. La TET maximale peut se produire, par exemple, dans une condition de poussée élevée, par exemple dans une condition de poussée maximale au décollage (PMD). 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’ailette 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 base de fibres de carbone ou à base d’aluminium (tel qu’un alliage aluminium-lithium) avec un bord d’attaque en titane. Une soufflante telle que décrite et/ou revendiquée ici peut comprendre une partie centrale, à partir de laquelle les 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 ailettes de soufflante peuvent être formées de manière solidaire avec une partie centrale. Un tel agencement peut être désigné comme disque à ailettes ou anneau à ailettes. N’importe quel procédé approprié peut être utilisé pour fabriquer un tel disque à aubage ou anneau à ailettes. 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 contournement en cours d’utilisation. Les principes généraux de la présente description peuvent s’appliquer à des moteurs avec ou sans VAN. La soufflante d’une turbine à gaz telle que décrite et/ou revendiquée ici peut avoir n’importe quel nombre souhaité d’ailettes de soufflante, par exemple 14, 16, 18, 20, 22, 24 ou 26 ailettes de soufflante. Lorsque les ailettes de soufflante ont un corps composite à fibres de carbone, il peut y avoir 16 ou 18 ailettes de soufflante. Lorsque les ailettes de soufflante ont un corps métallique (par exemple, alliage aluminium-lithium ou de titane), il peut y avoir 18, 20 ou 22 ailettes de soufflante. Tel 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 à une ou plusieurs parties, d’une phase de fonctionnement du moteur au sein d’une mission donnée d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. À ce titre, le ralenti au sol peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est stationnaire et au contact du sol, mais où il y a un besoin de roulage pour le moteur. Au ralenti, le moteur peut produire entre 3 % et 9 % de la poussée disponible du moteur. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 5 % et 8 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 7 % de la poussée disponible. Le roulage peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé le long du sol par la poussée produite par le moteur. Lors du roulage, le moteur peut produire entre 5 % et 15 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 6 % et 12 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 7 % et 10 % de la poussée disponible. Le décollage peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. À un stade initial dans la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef est en contact avec le sol. À un stade ultérieur dans la phase de décollage, l’aéronef peut être propulsé alors que l’aéronef n’est pas en contact avec le sol. Pendant le décollage, le moteur peut produire entre 90 % et 100 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 95 % et 100 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire 100 % de la poussée disponible. La montée peut se référer à une phase de fonctionnement du moteur où l’aéronef est propulsé par la poussée produite par le moteur. Lors de la montée, le moteur peut produire entre 75 % et 100 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 80 % et 95 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 85 % et 90 % de la poussée disponible. À ce titre, la montée peut se référer à une phase de fonctionnement au sein d’un cycle de vol d’aéronef entre le décollage et l’arrivée en conditions de croisière, l’arrivée en conditions de croisière définissant ainsi le début de la phase de croisière, ou d’une partie de celle-ci, du vol de l’aéronef. En outre ou en variante, la montée peut se référer à un point nominal dans, ou une ou plusieurs périodes nominales pendant, un cycle de vol dʼaéronef entre le décollage et lʼatterrissage, où une augmentation relative de lʼaltitude est requise, ce qui peut nécessiter une demande supplémentaire de poussée du moteur. Telles qu’elles sont utilisées ici, les conditions de croisière, qui peuvent définir la phase de croisière (ou une partie de celle-ci) du vol de l’aéronef, ont la signification classique et seront facilement comprises par l’homme du métier. Dans certains exemples, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière peuvent se référer au point de fonctionnement du moteur à mi-croisière d’une mission donnée (qui peut être désignée dans l’industrie en tant que « mission économique ») d’un aéronef auquel le moteur à turbine à gaz est conçu pour être fixé. À ce titre, la mi-croisière peut être considérée comme le point dans un cycle de vol d’aéronef au niveau duquel 50 % du carburant total qui est brûlé entre la fin de la montée et le début de la descente a été brûlé (ce qui peut être approximé par le point médian – en termes de temps et/ou de distance – entre la fin de la montée et le début de la descente). Les conditions de croisière peuvent donc définir un point de fonctionnement, une phase, ou une partie de celle-ci, du vol qui fournit une poussée permettant d’assurer le fonctionnement en régime permanent (c’est-à-dire le maintien d’une altitude constante et/ou d’un nombre de Mach constant), ou au moins un fonctionnement en régime sensiblement permanent (c’est-à-dire le maintien d’une altitude au moins sensiblement constante et/ou d’un nombre de Mach au moins sensiblement constant) d’un aéronef auquel il est conçu pour être fixé, compte tenu du nombre de moteurs fournis à cet aéronef. Par exemple, lorsqu’un moteur est conçu pour être fixé à un aéronef qui a deux moteurs du même type, en 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 sensiblement en régime permanent, de cet aéronef à mi-croisière. En d’autres termes, pour un moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, les conditions de croisière peuvent être définies en tant que point de fonctionnement du moteur qui fournit une poussée spécifiée (requise pour fournir – en combinaison avec de quelconques autres moteurs sur l’aéronef – un fonctionnement en régime permanent, ou au moins un fonctionnement sensiblement en régime permanent, de l’aéronef auquel il est conçu pour être fixé à un nombre de Mach à mi-croisière donné) en conditions atmosphériques à mi-croisière (définies par l’atmosphère type internationale selon la norme ISO 2533 à l’altitude à mi-croisière). Pour un quelconque moteur à turbine à gaz donné pour un aéronef, la poussée à mi-croisière, les conditions atmosphériques et le nombre de Mach sont connus, et donc le point de fonctionnement du moteur en conditions de croisière peut être clairement défini. Strictement à titre d’exemple, la vitesse avant en condition de croisière peut être n’importe quel point dans la plage allant de Mach 0,7 à 0,9, par exemple 0,75 à 0,85, par exemple 0,76 à 0,84, par exemple 0,77 à 0,83, par exemple 0,78 à 0,82, par exemple 0,79 à 0,81, par exemple de l’ordre de Mach 0,8, de l’ordre de Mach 0,85 ou dans la plage allant de 0,8 à 0,85. N’importe quelle vitesse unique au sein de ces plages peut faire partie de la condition de croisière. Pour un certain aéronef, les conditions de croisière peuvent être à l’extérieur de ces plages, par exemple en dessous de Mach 0,7 ou au-dessus de Mach 0,9. Strictement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale, ISA) à une altitude qui est dans la plage allant de 10 000 m à 15 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 000 m à 12 000 m, par exemple dans la plage allant de 10 400 m à 11 600 m (à peu près 38 000 pieds), par exemple dans la plage allant de 10 500 m à 11 500 m, par exemple dans la plage allant de 10 600 m à 11 400 m, par exemple dans la plage allant de 10 700 m (à peu près 35 000 pieds) à 11 300 m, par exemple dans la plage allant de 10 800 m à 11 200 m, par exemple dans la plage allant de 10 900 m à 11 100 m, par exemple de l’ordre de 11 000 m. Les conditions de croisière peuvent correspondre à des conditions atmosphériques types à n’importe quelle altitude donnée dans ces plages. Strictement à titre d’exemple, les conditions de croisière peuvent correspondre à un nombre de Mach vers l’avant de 0,8 et des conditions atmosphériques types (selon l’atmosphère type internationale) à une altitude de 35 000 pieds (10 668 m). En 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). En 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 en conditions de croisière définies ailleurs dans le présent document. De telles conditions de croisière peuvent être déterminées par les conditions de croisière (par exemple les conditions à mi-croisière) d’un aéronef auquel au moins un (par exemple 2 ou 4) moteur à turbine à gaz peut être monté afin de fournir une poussée de propulsion. En outre, l’homme du métier reconnaîtrait immédiatement que l’une ou l’autre, ou les deux, parmi une descente et une approche se réfèrent à une phase de fonctionnement au sein d’un cycle de vol d’aéronef entre la croisière et l’atterrissage de l’aéronef, avec l’approche en particulier formant une partie de la phase d’atterrissage et de décollage (LTO). Pendant l’une ou l’autre ou les deux parmi la descente et l’approche, le moteur peut produire entre 0 % et 50 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 25 % et 40 % de la poussée disponible. Dans dʼautres exemples non limitatifs, le moteur peut produire entre 30 % et 35 % de la poussée disponible. En complément ou en variante, la descente peut se référer à un point nominal dans un cycle de vol dʼaéronef entre le décollage et lʼatterrissage, où une diminution relative de lʼaltitude est requise, et qui peut nécessiter une demande de poussée réduite du moteur. Selon un aspect, on fournit un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. L’aéronef selon cet aspect est l’aéronef pour lequel le moteur à turbine à gaz a été conçu pour être fixé. En conséquence, les conditions de croisière selon cet aspect peuvent correspondre à un point de fonctionnement, à une phase, ou à une partie de celle-ci, du vol de l’aéronef, tel que défini ailleurs ici. Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement peut être à n’importe quelle condition appropriée, qui peut être telle que définie ailleurs ici (par exemple en termes de poussée, de conditions atmosphériques et de nombre de Mach). Selon un aspect, on fournit un procédé de fonctionnement d’un aéronef comprenant un moteur à turbine à gaz tel que décrit et/ou revendiqué ici. Le fonctionnement selon cet aspect peut comporter (ou peut être) un fonctionnement à une condition appropriée quelconque, par exemple à la mi-croisière de l’aéronef, telle que définie ailleurs ici. L’homme du métier comprendrait que, sauf exclusivité mutuelle, une caractéristique ou un paramètre décrit en relation avec l’un quelconque des aspects ci-dessus peut être appliqué à tout autre aspect. Par ailleurs, sauf exclusivité mutuelle, une quelconque caractéristique ou un quelconque paramètre contenu ou décrit ici peut être appliqué à un quelconque aspect et/ou associé à une quelconque autre caractéristique ou un quelconque autre paramètre contenu ou décrit ici. Sauf exclusivité mutuelle, un quelconque paramètre ou une quelconque valeur contenu(e) ou décrit(e) ici peut être appliqué(e) et/ou combiné(e) à un ou plusieurs autres paramètres quelconques et/ou une ou plusieurs autres valeurs quelconques contenus ou décrits ici. Par exemple, un premier paramètre ou une première valeur contenu(e) ou décrit(e) ici (par exemple, le paramètre A) peut être appliqué(e) et/ou combiné(e) à un ou plusieurs autres paramètres et/ou valeurs quelconques contenus ou décrits ici (par exemple, un ou plusieurs paramètres B ; paramètre C ; et 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 en séparation du paramètre B, un produit de leur relation peut être exprimé, par exemple, comme A/B, B/A, B*A, ou une quelconque autre application, combinaison ou fonction du paramètre A par rapport au paramètre B, selon les besoins. 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 réducteur ; la FIG. 3 est une vue partiellement écorchée d’un réducteur pour un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 4 est une vue latérale en coupe rapprochée d’une partie amont d’un moteur à turbine à gaz à entraînement direct ; la FIG. 5 est une représentation schématique d’un exemple de système de carburant comprenant une conduite de retour de carburant ; la FIG. 6 est une représentation schématique d’un exemple de système de carburant, comprenant une conduite de recirculation de carburant ; la FIG. 7 est une représentation schématique d’un autre exemple de système de carburant comprenant une conduite de retour de carburant ; les Figures 8 à 13 illustrent des exemples de procédés de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz ; la FIG. 14 est une représentation schématique d’un exemple de système de carburant, comprenant une conduite de recirculation de carburant ; la FIG. 15 est une représentation schématique d’un exemple de système de carburant, comprenant une conduite de recirculation de carburant et une conduite de retour de carburant ; la FIG. 16 est une représentation schématique d’un exemple de système de carburant, comprenant une conduite de recirculation de carburant ; et La FIG. 17 est une représentation d’un aéronef avec un système de propulsion comportant deux moteurs à turbine à gaz. La FIG. 1 illustre un moteur à turbine à gaz 10 ayant un axe de rotation principal 9. Le moteur 10 comprend une admission d’air 12 et une soufflante de propulsion 23 qui génère deux flux d’air : un flux d’air de cœur A et un flux d’air de contournement 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 contournement 22 et une tuyère d’échappement de contournement 18. Le flux d’air de contournement B s’écoule à travers le conduit de contournement 22. La soufflante 23 est fixée à, et entraînée par, la turbine basse pression 19 par l’intermédiaire d’un arbre 26 et d’un réducteur épicycloïdal 30. En cours d’utilisation, le flux d’air de cœur A est accéléré et comprimé par le compresseur basse pression 14 et dirigé dans le compresseur haute pression 15 où une compression supplémentaire a lieu. L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L’équipement de combustion 16 peut être dénommé la chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression et basse pression 17, 19 avant d’être évacués à travers la tuyère 20 pour fournir une certaine poussée de propulsion. La turbine haute pression 17 entraîne le compresseur haute pression 15 par un arbre d’interconnexion approprié 27. La soufflante 23 agit généralement pour communiquer une pression accrue au flux d’air de contournement B s’écoulant à travers le conduit de contournement 22, de telle sorte que le flux d’air de contournement B est évacué à travers la tuyère d’échappement de contournement 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 réducteur 10 est montré sur la FIG. 2 . La turbine basse pression 19 (voir FIG. 1 ) entraîne l’arbre 26, qui est accouplé à une roue solaire, ou pignon solaire, 28 de l’agencement d’engrenage épicycloïdal 30. Radialement vers l’extérieur du pignon solaire 28 et s’engrenant avec celui-ci, il y a une pluralité de pignons satellites 32 qui sont accouplés ensemble par un porte-satellites 34. Le porte-satellites 34 force les pignons satellites 32 à changer d’orientation autour du pignon solaire 28 en synchronisme tout en permettant à chaque pignon satellite 32 de tourner autour de son propre axe. Le porte-satellites 34 est accouplé par l’intermédiaire de liaisons 36 à la soufflante 23 afin d’entraîner sa rotation autour de l’axe de moteur 9. Radialement vers l’extérieur des pignons satellites 32 et s’engrenant avec ceux-ci, il y a un anneau ou couronne dentée 38 qui est accouplé, par l’intermédiaire de liaisons 40, à une structure de support stationnaire 24. Il convient de noter que les termes « turbine basse pression » et « compresseur basse pression » tels qu’ils sont utilisés ici peuvent être pris pour indiquer les étages de turbine de plus basse pression et les étages de compresseur de plus basse pression (c’est-à-dire n’incluant pas la soufflante 23) respectivement et/ou les étages de turbine et de compresseur qui sont reliés ensemble par l’arbre d’interconnexion 26 avec la vitesse de rotation la plus basse dans le moteur (c’est-à-dire n’incluant pas l’arbre de sortie de réducteur qui entraîne la soufflante 23). Dans une certaine littérature, la « turbine basse pression » et le « compresseur basse pression » auxquels il est fait référence ici peuvent en variante être connus sous le nom de « turbine à pression intermédiaire » et « compresseur à pression intermédiaire ». Lorsqu’une telle nomenclature alternative est utilisée, la soufflante 23 peut être désignée comme premier étage de compression ou étage de compression de plus basse pression. Le réducteur épicycloïdal 30 est montré à titre d’exemple de façon plus détaillée sur la FIG. 3 . Chacun parmi le pignon solaire 28, les pignons satellites 32 et la couronne dentée 38 comprend des dents autour de sa périphérie pour s’engrener avec les autres engrenages. Cependant, pour la clarté, seules des parties données à titre d’exemple des dents sont illustrées sur la FIG. 3 . Il y a quatre pignons satellites 32 illustrés, bien qu’il sera apparent au lecteur spécialiste que plus ou moins de pignons 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 pignons satellites 32. Le réducteur épicycloïdal 30 illustré à titre d’exemple sur les Figures 2 et 3 est du type planétaire, en ce que le porte-satellites 34 est accouplé à un arbre de sortie par l’intermédiaire de liaisons 36, avec la couronne dentée 38 fixe. Cependant, n’importe quel autre type approprié de réducteur épicycloïdal 30 peut être utilisé. À titre d’exemple supplémentaire, le réducteur épicycloïdal 30 peut être un agencement en étoile, dans lequel le porte-satellites 34 est maintenu fixe, avec la couronne (ou anneau) dentée 38 autorisée à tourner. Dans un tel agencement, la soufflante 23 est entraînée par la couronne dentée 38. À titre d’autre exemple alternatif, le réducteur 30 peut être un réducteur différentiel dans lequel la couronne dentée 38 et le porte-satellites 34 sont l’un et l’autre autorisés à tourner. On aura à l’esprit que l’agencement montré sur les Figures 2 et 3 est à titre d’exemple uniquement, et que diverses alternatives sont dans le champ d’application de la présente description. Strictement à titre d’exemple, n’importe quel agencement approprié peut être utilisé pour positionner le réducteur 30 dans le moteur 10 et/ou pour relier le réducteur 30 au moteur 10. À titre d’exemple supplémentaire, les connexions (telles que les liaisons 36, 40 sur l’exemple de la FIG. 2 ) entre le réducteur 30 et d’autres parties du moteur 10 (telles que l’arbre d’entrée 26, l’arbre de sortie et la structure fixe 24) peuvent avoir n’importe quel degré souhaité de rigidité ou de flexibilité. À titre d’exemple supplémentaire, n’importe quel agencement approprié des paliers entre des parties rotatives et stationnaires du moteur (par exemple entre les arbres d’entrée et de sortie depuis le réducteur et les structures fixes, telles que le carter de réducteur) peut être utilisé, et la description n’est pas limitée à l’agencement donné à titre d’exemple de la FIG. 2 . Par exemple, lorsque le réducteur 30 a un agencement en étoile (décrit ci-dessus), l’homme du métier comprendrait aisément que l’agencement des liaisons de sortie et de support et des emplacements de paliers serait typiquement différent de celui montré à titre d’exemple sur la FIG. 2 . Ainsi, la présente description s’étend à un moteur à turbine à gaz ayant n’importe quel agencement de styles de réducteur (par exemple en étoile ou satellite), 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 contournement 22 a sa propre tuyère 18 qui est indépendante de, et radialement à l’extérieur de, la tuyère de moteur de cœur 20. Cependant, ceci n’est pas limitant, et n’importe quel aspect de la présente description peut également s’appliquer à des moteurs dans lesquels le flux à travers le conduit de contournement 22 et le flux à travers le cœur 11 sont mélangés, ou combinés, avant (ou en amont de) une tuyère unique, qui peut être dénommée tuyère à flux mélangé. 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 à 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 contournement B. Le flux d’air de cœur A s’écoule dans le compresseur à pression intermédiaire 14, et le flux d’air de contournement B passe à travers un conduit de contournement 22 pour fournir une poussée de propulsion. Le compresseur à pression intermédiaire 14 comprime le flux d’air A avant de délivrer cet air au compresseur haute pression 15 où une autre compression a lieu. L’air comprimé évacué du compresseur haute pression 15 est dirigé dans l’équipement de combustion 16 où il est mélangé à du carburant F et le mélange est brûlé. L’équipement de combustion 16 peut être dénommé la chambre de combustion 16, avec les termes « équipement de combustion 16 » et « chambre de combustion 16 » utilisés de manière interchangeable ici. Les produits de combustion chauds résultants se dilatent alors, et entraînent de ce fait, les turbines haute pression, à pression intermédiaire et basse pression 17, 19a, 19 avant d’être évacués à travers la buse 20 pour fournir une poussée de propulsion supplémentaire. Les turbines haute pression 17, à pression intermédiaire 19a et basse pression 19 entraînent respectivement le compresseur haute pression 15, le compresseur à pression intermédiaire 14 et la soufflante 23, chacun par un arbre d’interconnexion approprié. D’autres moteurs à turbine à gaz auxquels la présente description peut être appliquée peuvent avoir des configurations alternatives. À titre d’exemple, de tels moteurs peuvent avoir un nombre alternatif d’arbres d’interconnexion (par exemple deux) et/ou un nombre alternatif de compresseurs et/ou de turbines. En outre, le moteur peut comprendre un réducteur fourni dans la chaîne cinématique depuis une turbine à un compresseur et/ou une soufflante. Alors que l’exemple décrit se rapporte à un moteur à double flux, la description peut s’appliquer, par exemple, à n’importe quel type de moteur à turbine à gaz, tel qu’un rotor ouvert (dans lequel l’étage de soufflante n’est pas entouré par une nacelle) ou un turbopropulseur, par exemple. Dans certains agencements, le moteur à turbine à gaz 10 peut ne pas comprendre un réducteur 30. La géométrie du moteur à turbine à gaz 10, et des composants de celui-ci, est définie par un système d’axes classique, comprenant une direction axiale (qui est alignée sur l’axe de rotation 9), une direction radiale (dans la direction du bas vers le haut sur la FIG. 1 ) et une direction circonférentielle (perpendiculaire à la page sur la vue de la FIG. 1 ). Les directions axiale, radiale et circonférentielle sont mutuellement perpendiculaires. Le carburant F fourni à l’équipement de combustion 16 peut comprendre un carburant hydrocarboné à base fossile, tel que le kérosène. Ainsi, le carburant F peut comprendre des molécules d’une ou plusieurs des familles chimiques de n-alcanes, iso-alcanes, cycloalcanes et aromatiques. En outre ou en variante, lorsqu’il est mélangé avec, mixé avec, ou remplacé par un carburant alternatif, le carburant F peut comprendre des hydrocarbures renouvelables produits à partir de ressources biologiques ou non biologiques, autrement connu sous le nom de carburant aviation durable (SAF). Dans chacun des exemples fournis, le carburant F peut comprendre un ou plusieurs éléments-traces 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 aviation renouvelable, un carburéacteur renouvelable, un carburant alternatif ou un biocarburant, produit à partir de ressources biologiques ou non biologiques. Il est entendu que les SAF sont couramment synthétisés à partir de gaz contenant du carbone extraits de l’atmosphère et/ou capturés lors de processus 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) ; des cultures de couverture telles que la caméline, la carinata et le pennycress ; les carburants alternatifs non biogènes ; le jatropha ; des halophytes et des algues, plutôt que des hydrocarbures d’origine fossile. Il est entendu que les SAF ne comprennent pas les carburants fossiles. Les performances fonctionnelles dʼune composition de carburant donnée, ou mélange de carburant F pour une utilisation dans une mission donnée, peuvent être définies, au moins en partie, par la capacité du carburant à traiter le cycle de Brayton du moteur à turbine à gaz 10. Les paramètres définissant les performances fonctionnelles peuvent comporter, par exemple, une énergie spécifique ; une densité d’énergie ; une stabilité thermique ; et des émissions comportant des matières gazeuses et/ou particulaires. À ce titre, 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). Une quelconque référence à la suie ou à la fumée ici peut également s’appliquer à d’autres types d’émissions de matières particulaires connues dans l’art. Les émissions gazeuses peuvent comporter un ou plusieurs oxydes d’azote (NOx) ; du monoxyde de carbone (CO) ; du dioxyde de carbone (CO 2 ) ; des hydrocarbures non brûlés (UHC) ; des oxydes de soufre (SO), y compris, par exemple, le dioxyde de soufre (SO 2 ) et/ou le trioxyde de soufre (SO 3 ) ; et des composés organiques volatils (COV) créés par la combustion dudit carburant F. Une quelconque référence aux émissions gazeuses ici peut également s’appliquer à d’autres types d’émissions gazeuses connues dans l’art. Une énergie spécifique relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de masse), exprimée en MJ/kg, peut réduire au moins partiellement le poids de décollage, ce qui fournit potentiellement une amélioration relative du rendement du carburant. Une densité énergétique relativement plus élevée (c’est-à-dire une énergie par unité de volume), exprimée en MJ/L, peut réduire au moins partiellement le volume du carburant au décollage, ce qui peut être particulièrement important pour des missions limitées en volume ou des opérations militaires impliquant un ravitaillement. Une stabilité thermique relativement plus élevée (c’est-à-dire le fait d’inhiber la dégradation ou la cokéfaction du carburant sous contrainte thermique) peut permettre au carburant de subir des températures élevées dans le moteur et des injecteurs de carburant, fournissant ainsi potentiellement des améliorations relatives dans le rendement de la combustion. Les émissions réduites, comportant des matières particulaires, peuvent permettre une formation de traînée de condensation réduite, tout en réduisant l’impact environnemental d’une mission donnée. D’autres propriétés du carburant peuvent également être essentielles à des performances fonctionnelles. Par exemple, un point de congélation relativement plus faible (°C) peut permettre à des missions à longue portée d’optimiser les profils de vol ; les concentrations minimales aromatiques (%) peuvent assurer un gonflement suffisant de certains matériaux utilisés dans la construction de joints toriques et de joints préalablement exposés aux carburants à fort contenu aromatique ; et, une tension superficielle maximale (mN/m) peut assurer une rupture de pulvérisation et une atomisation suffisantes du carburant. Le rapport entre le nombre d’atomes d’hydrogène et le nombre d’atomes de carbone dans une molécule peut influencer l’énergie spécifique d’une composition donnée, ou mélange de carburant. Les carburants présentant des rapports supérieurs d’atomes d’hydrogène aux atomes de carbone peuvent avoir des énergies spécifiques plus élevées en l’absence de souche de liaison. Par exemple, les carburants hydrocarbonés à base fossile peuvent comprendre des molécules ayant environ 7 à 18 carbones, avec une partie significative d’une composition donnée issue de molécules de 9 à 15 carbones, avec une moyenne de 12 carbones. Un nombre de mélanges de carburant aviation durable ont été approuvés pour une utilisation. Par exemple, certains mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange allant jusqu’à 10 % de carburant aviation durable, tandis que d’autres mélanges approuvés comprennent des rapports de mélange entre 10 % et 50 % de carburant aviation durable (le reste comprenant un ou plusieurs carburants hydrocarbonés d’origine fossile, tels que du kérosène), d’autres compositions étant en attente d’approbation. Cependant, il existe une prévision dans l’industrie aéronautique que des mélanges de carburant aviation durable comprenant jusqu’à (et y compris) 100 % de carburant aviation durable (SAF) seront finalement approuvés pour une utilisation. Une quelconque référence aux « SAF » ici peut désigner un carburant composé à 100 % de SAF ou un carburant comprenant des SAF, par ex. un mélange de SAF. Les carburants aviation durables peuvent comprendre un ou plusieurs parmi des n-alcanes, des iso-alcanes, des cycloalcanes et des aromatiques, et peuvent être produits, par exemple, à partir dʼun ou plusieurs parmi un gaz de synthèse (gaz synthétique) ; des lipides (par ex. matières grasses, huiles et graisses) ; des sucres ; et des alcools. Ainsi, les carburants aviation durables peuvent comprendre des teneurs en aromatique et/ou en soufre plus faibles, par rapport à des carburants hydrocarbonés à base fossile. En outre ou en variante, des carburants aviation durables peuvent comprendre l’une et/ou l’autre parmi une teneur en iso-alcane et une teneur en cycloalcane plus élevées, par rapport à des carburants hydrocarbonés à base fossile. Dans certains exemples, des carburants aviation durables peuvent comprendre une densité comprise entre 90 % et 98 % de celle du kérosène et/ou un pouvoir calorifique entre 101 % et 105 % de celui du kérosène. Dans certains exemples, le ou les carburants aviation durables 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 aviation durable peut avoir une teneur en aromatiques de par ex. 30 %, 20 %, 15 %, 10 %, 8 %, 5 % ou moins de 5 % ; par ex. 4 %, 3 %, 2 %, 1 % ou moins de 1 % ; par ex. 0,75 %, 0,5 %, 0,25 % ou moins de 0,25 % ; par ex. 0,2 %, 0,1 % ou moins de 0,1 % ; par ex. 0,01 %, 0,001 % ou 0 %. La teneur en aromatiques du carburant aviation durable peut être comprise dans un chiffre ou une plage délimitée par ou dans deux quelconques des valeurs de la phrase précédente (c’est-à-dire que les valeurs peuvent former des limites supérieures ou inférieures), par ex. 13,5 %, 8,5 %, 2,5 %, 0,35 %, 0,15 %, 0,05 %, 0,005 % ou 0 % ; ou de 0 % à 0,75 %, de 0 % à 0,5 %, ou de 0,1 % à 0,25 % ; ou de 0,15 % à 0,65 %, de 0,35 % à 0,55 %, ou de 0,035 % à 0,055 % ; selon une ou plusieurs préférences, le stock de carburant ou le fournisseur, et les variations de composition. Grâce au moins en partie à la structure moléculaire de carburants aviation durable, des carburants 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 ; moins de NOx ; et, des émissions de CO 2 inférieures, par rapport à des carburants hydrocarbonés à base fossile (par exemple, 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 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. Un exemple de système de carburant 1000 comprenant un trajet d’écoulement de carburant du réservoir de carburant 50 à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1 est représenté schématiquement sur la FIG. 5 . Dans l’exemple illustré, le moteur 10 comprend un réducteur 30, comme le montrent les figures 1 à 3 (il peut toutefois être utilisé avec d’autres moteurs à turbine à gaz, y compris ceux qui ont une architecture à entraînement direct). Le système de carburant 1000 comprend à la fois le système d’alimentation en carburant (comprenant le réservoir de carburant 50 et la pompe 1002), qui alimente le moteur en carburant et le système de gestion de carburant 1500 (qui fonctionne au sein du moteur) de l’aéronef. Le système de gestion de carburant 1500 gère la température du carburant ainsi que l’écoulement de carburant, dirigeant le carburant par l’intermédiaire d’un ou de plusieurs échangeurs de chaleur 1004, 1006 du système d’échange de chaleur du moteur. Dans la mise en œuvre décrite, chaque moteur 10 comporte son propre système de gestion de carburant 1500. Dans d’autres mises en œuvre, un seul système de gestion de carburant 1500 peut gérer l’alimentation en carburant de plusieurs moteurs, et peut par exemple comprendre un double de divers des éléments représentés sur la FIG. 5 pour l’autre ou les autres moteurs. Le carburant est pompé depuis le réservoir de carburant 50 vers le moteur à turbine à gaz 10 par une pompe d’alimentation en carburant basse pression 1002. Le carburant traverse alors un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 et un échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 avant de traverser une pompe à carburant moteur 1003. La pompe à carburant moteur 1003 peut être décrite comme une pompe à carburant principale ou haute pression. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 peut être qualifié d’échangeur de chaleur carburant-huile principal car l’huile s’écoulant à travers lui peut être utilisée pour refroidir et lubrifier le réducteur principal 30 du moteur 10. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 peut être décrit comme un échangeur de chaleur carburant-huile de générateur, car l’huile s’écoulant à travers celui-ci peut être utilisée pour refroidir et/ou lubrifier un générateur du moteur 10 conçu pour fournir une alimentation en puissance électrique d’aéronef (par exemple un générateur d’entraînement intégré (IDG) du moteur 10). Le système de gestion de carburant 1500 illustré est destiné à ce que le carburant atteigne l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 avant l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 sont conçus de telle sorte qu’un écoulement d’huile est acheminé à travers chacun en plus de l’écoulement de carburant à travers celui-ci. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 sont conçus de telle sorte que de la chaleur peut être transférée entre l’huile et le carburant s’écoulant à travers ceux-ci. En conditions de croisière, la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 est supérieure à la température moyenne du carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006, et la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 est supérieure à la température moyenne du carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004. De cette manière, l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 sont chacun conçus pour transférer de l’énergie thermique d’un écoulement d’huile vers un écoulement de carburant s’écoulant à travers ceux-ci en conditions de croisière. Le système de carburant 1000 comprend un dispositif de commande électronique configuré pour commander le fonctionnement des échangeurs de chaleur 1004, 1006. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 peut présenter de l’huile utilisée pour lubrifier et/ou refroidir un réducteur principal 30 du moteur à turbine à gaz 10 le traversant, et peut donc être décrit comme un échangeur de chaleur carburant-huile principal. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 peut avoir de l’huile utilisée pour lubrifier et/ou refroidir un ou plusieurs composants d’un générateur du moteur 10 passant à travers celui-ci, et peut donc être décrit comme un échangeur de chaleur carburant-huile de générateur. Les deux écoulements d’huile peuvent être séparés physiquement l’un de l’autre et éventuellement également chimiquement distincts et/ou ayant un débit différent. Une huile différente de celle s’écoulant à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 peut donc s’écouler à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. En général, au moins la majorité du carburant qui traverse l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 passe également par l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006, bien que soit l’un ou l’autre, soit chacun, des échangeurs de chaleur 1004, 1006 puisse être muni d’un contournement pour permettre à une partie du carburant d’éviter de traverser l’échangeur de chaleur respectif, par exemple sous la forme d’un tuyau de contournement 1005 comme illustré sur la FIG. 5 . Une vanne (non représentée) peut déterminer quelle proportion du carburant traverse l’échangeur de chaleur 1004 et quelle proportion traverse le tuyau de contournement 1005. Les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006 peuvent donc être décrits comme étant en série l’un avec l’autre, par rapport à l’écoulement de carburant. En général, au moins la majorité du carburant qui traverse l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 passe également par l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006, bien que chaque échangeur de chaleur 1004, 1006 puisse être muni d’un contournement pour permettre à une partie du carburant d’éviter de traverser l’échangeur de chaleur respectif, par exemple sous la forme d’un tuyau de contournement 1005. Une vanne peut déterminer quelle proportion du carburant traverse l’échangeur de chaleur 1004 et quelle proportion traverse le tuyau de contournement 1005. En outre ou en variante, un ou plusieurs tuyaux de contournement peuvent également être fournis pour permettre à lʼhuile de contourner un ou plusieurs échangeurs de chaleur. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1004 et l’échangeur de chaleur carburant-huile principal 1006 sont conçus de telle sorte qu’un écoulement d’huile est également transporté à travers chacun d’eux. L’huile qui s’écoule à travers un échangeur de chaleur carburant-huile est différente de l’huile qui s’écoule à travers l’autre échangeur de chaleur carburant-huile dans la mise en œuvre décrite, bien qu’il soit évident que la même huile peut s’écouler à travers un échangeur de chaleur carburant-huile puis à travers un autre échangeur de chaleur carburant-huile dans d’autres mises en œuvre. Dans de telles mises en œuvre, un ou plusieurs tuyaux de contournement pour huile ou carburant peuvent à nouveau être fournis pour permettre au ou aux fluides de contourner un ou plusieurs échangeurs de chaleur. Les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006 sont donc dans des systèmes à boucle fermée séparés par rapport à l’écoulement d’huile, dans la mise en œuvre étant décrite, à savoir les huiles s’écoulant à travers les échangeurs de chaleur carburant-huile primaire et secondaire sont séparées fluidiquement, et peuvent être chimiquement distinctes l’une de l’autre. Le système de carburant 1000 comprend en outre une vanne modulatrice 1010 située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006 et destinée à détourner ou diriger au moins une partie du carburant qui a quitté l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire en retour vers le réservoir de carburant 50 par l’intermédiaire d’une conduite de retour de carburant 1011. La vanne modulatrice 1010 est conçue pour moduler un écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011. La vanne modulatrice 1010 peut déterminer quelle proportion du carburant est renvoyée au réservoir de carburant 50, et quelle proportion continue vers la chambre de combustion 16. On aura à l’esprit que la vanne modulatrice 1010 peut être située à sensiblement une quelconque position en aval d’au moins l’un des échangeurs de chaleur 1004, 1006. Par exemple, la vanne modulatrice 1010 peut alternativement être située en aval de l’échangeur de chaleur secondaire 1004 et en amont de l’échangeur de chaleur primaire 1006. On aura également à l’esprit que le système de carburant 1000 peut alternativement comprendre un seul échangeur de chaleur carburant-huile ou peut comprendre plus de deux échangeurs de chaleur carburant-huile, et que la vanne modulatrice 1010 peut être située en aval d’au moins l’un des échangeurs de chaleur (soit directement en aval, soit avec un ou plusieurs composants intermédiaires du système de carburant 1000 entre la vanne modulatrice 1010 et l’échangeur de chaleur). Les échangeurs de chaleur illustrés à la FIG. 5 et décrits ici ne sont que des exemples. Les échangeurs de chaleur primaires et/ou secondaires peuvent fournir le refroidissement d’autres systèmes de l’aéronef que ceux décrits ci-dessus. Dans l’exemple illustré, la vanne modulatrice 1010 est située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1006. Dans l’exemple illustré, la vanne modulatrice 1010 est positionnée en amont de la pompe à carburant moteur 1003, bien que cela ne soit pas essentiel. La vanne modulatrice 1010 est destinée à permettre le renvoi d’une quantité commandée de carburant vers le réservoir de carburant 50. Le système de carburant 1000 comprend une pluralité de capteurs de température (indiqués par les symboles circulaires entourant la lettre majuscule T) conçus pour mesurer une température du carburant à différents emplacements dans le système de carburant 1000. Dans l’exemple illustré, le système de carburant 1000 comprend un capteur de température situé dans le réservoir de carburant 50 pour mesurer une température du carburant dans le réservoir de carburant 50. En outre ou alternativement, le système de carburant 1000 peut comprendre un capteur de température situé en aval du réservoir de carburant 50 et en amont des échangeurs de chaleur 1004, 1006, qui peut être utilisé pour déterminer ou être représentatif d’une température de carburant dans le réservoir de carburant 50. Dans l’exemple illustré, le système de carburant 1000 comprend deux capteurs de température situés en aval des échangeurs de chaleur 1004, 1006. L’un des capteurs de température est situé dans la conduite de retour de carburant 1011, tandis que l’autre capteur de température est situé en aval de la vanne modulatrice 1010 et en amont de la chambre de combustion 16. L’un ou l’autre ou les deux des capteurs de température peuvent être utilisés pour déterminer ou représenter une température du carburant distribué à la chambre de combustion 16 et/ou une température du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50. On aura à l’esprit qu’un seul des capteurs de température situés en aval des échangeurs de chaleur 1004, 1006 peut être fourni. En fonction de la position de la vanne modulatrice 1010 par rapport à un ou plusieurs échangeurs de chaleur (par exemple l’échangeur de chaleur primaire 1006 et/ou l’échangeur de chaleur secondaire 1004), on aura à l’esprit que le ou les capteurs de température peuvent être placés à n’importe quel emplacement approprié en aval du ou des échangeurs de chaleur afin de mesurer les données de température (ou de fournir des données de température représentatives) relatives à une température du carburant distribué à la chambre de combustion 16 et/ou à une température du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50. Le renvoi du carburant vers le réservoir de carburant 50 fournit un mécanisme pour commander l’écoulement de carburant du système de carburant 1000, par exemple pour gérer les charges thermiques dans le moteur 10 et/ou pour commander une température du carburant à différents emplacements dans le système 1000 (tels que dans le réservoir de carburant 50 ou à l’entrée de la chambre de combustion 16). La vanne modulatrice 1010 peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de n’importe quelle manière appropriée. Le système de carburant 1000 comprend un dispositif de commande électronique configuré pour commander le fonctionnement (par exemple, l’ouverture et la fermeture) de la vanne modulatrice 1010. Dans un exemple, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte qu’un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant 50 et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion 16 en conditions de croisière est inférieur à 0,56. Le rapport entre la température du carburant dans le réservoir de carburant 50 et la température du carburant distribué à la chambre de combustion 16 peut également être appelé ou désigné rapport ΔT (ou simplement ΔT). Une température du carburant mesurée en aval des échangeurs de chaleur 1004, 1006 (par exemple, mesurée par un capteur de température situé en aval de l’un ou des deux échangeurs de chaleur 1004, 1006) peut être utilisée pour déterminer ou être représentative d’une température du carburant distribué à la chambre de combustion 16 (c’est-à-dire la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion). La température du carburant dans le réservoir de carburant 50 peut être mesurée à l’aide d’un capteur de température situé dans le réservoir de carburant 50 ou d’un capteur de température situé en aval du réservoir de carburant 50 et en amont des échangeurs de chaleur 1004, 1006. Le dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 est configuré pour commander le fonctionnement de la vanne modulatrice 1010 en fonction au moins en partie de données de température d’au moins l’un des capteurs de température. Le rapport ΔT est calculé à l’aide de la température du carburant dans le réservoir de carburant 50 en kelvin (K) et la température du carburant distribué à la chambre de combustion 16 en kelvin (K), 0 °C étant égal à 273,15 K. Une température du carburant dans le réservoir de carburant 50 est typiquement maintenue entre -54 °C (219,15 K) et 65 °C (338,15 K). La limite inférieure de -54 °C est typiquement utilisée pour empêcher le carburant de geler dans le réservoir de carburant 50. Alternativement, la limite supérieure de la température du carburant dans le réservoir de carburant 50 peut être de 55 °C (328,15 K), ou de 5 °C (278,15 K), ou de 0 °C (273,15 K). Dans certains autres exemples, la limite supérieure de la température du carburant dans le réservoir de carburant 50 peut être de 100 °C (373,15 K). La température maximale du carburant dans le réservoir de carburant peut être réglée par le point d’éclair du carburant afin de réduire la génération de vapeurs de carburant susceptibles de s’enflammer en présence d’une source d’allumage. Lorsque le carburant n’est pas renvoyé vers le réservoir de carburant, du point de vue du fonctionnement du moteur, il peut être avantageux que le carburant dans le réservoir soit plus froid, mais pas au point de provoquer un problème de givrage de carburant dans le système de carburant moteur. Si la température du réservoir de carburant est basse, il est possible de renvoyer une plus grande partie de la chaleur générée au sein du moteur dans le carburant, ce qui est plus efficace. Les inventeurs ont constaté que lorsque le renvoi de carburant au réservoir est utilisé, les limites du système s’étendent du moteur seul au moteur et au réservoir de carburant de l’aéronef combinés, de sorte qu’un réservoir plus froid n’est pas nécessairement plus avantageux et que le carburant dans le réservoir peut être maintenu à une température plus chaude. Pour le carburant aviation durable (c’est-à-dire un carburant 100 % SAF ou un mélange SAF), la température du carburant distribué à la chambre de combustion 16 en conditions de croisière est typiquement d’au moins 120 °C (393,15 K), ou typiquement entre 120 °C (393,15 K) et 180 °C (453,15 K) ou plus (par exemple 200 °C ou 473,15 K). De préférence, la température du carburant distribué à la chambre de combustion 16 en conditions de croisière peut être typiquement d’au moins 140 °C (413,15 K), ou typiquement entre 140 °C (413,15 K) et 180 °C (453,15 K) ou plus (telle que 200 °C ou 473,15 K). Alternativement, la température du carburant distribué à la chambre de combustion 16 en conditions de croisière peut être d’au moins 120 °C, 125 °C, 130 °C, 135 °C, 140 °C, 145 °C, 150 °C, 155 °C, 160 °C, 165 °C, 170 °C, 175 °C, 180 °C, 185 °C, 190 °C, 195 °C ou 200 °C, ou une température de carburant définie entre deux quelconques de ces valeurs. La température du « carburant distribué à la chambre de combustion », la température du « carburant fourni à la chambre de combustion » et la température du « carburant à l’entrée de la chambre de combustion » sont utilisées de manière interchangeable ici et doivent être considérées comme se référant à la même température. Une température du carburant distribué à la chambre de combustion 16 en conditions de croisière peut être définie en tant que moyenne pendant au moins 5 minutes, et éventuellement pendant dix minutes, en conditions de croisière à régime stationnaire. Ces températures moyennes ne comportent pas de pics transitoires de température, qui peuvent être définis comme des fluctuations de température du carburant en fonctionnement, souvent une élévation de la température. Chaque fluctuation peut ne pas durer plus de 5 minutes. Le dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 est configuré pour commander le fonctionnement des échangeurs de chaleur 1004, 1006 afin de commander une température du carburant distribué à la chambre de combustion 16. La vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte que ΔT est inférieur à 0,56. Cette valeur correspond à moins de -54 °C/120 °C. Les inventeurs ont identifié que cette plage peut être atteinte en utilisant des SAF où la température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion n’est pas limitée à 120 °C. Ce n’est pas le cas d’un carburant à base de kérosène fossile en raison du risque de dégradation thermique du carburant. La température minimale du carburant dans le réservoir de carburant est limitée à -54 °C dans cet exemple pour ne pas risquer le gel. La valeur de ΔT dans cet exemple (et dans d’autres exemples similaires où seule une limite supérieure est donnée) serait supérieure à zéro. D’une manière générale, le fait de chauffer le carburant à une température plus élevée lors de sa distribution à la chambre de combustion peut améliorer l’efficacité thermodynamique du moteur. Les inventeurs ont déterminé que l’utilisation de SAF peut permettre une température de carburant plus élevée à l’entrée de la chambre de combustion sans risquer une dégradation thermique importante du carburant qui pourrait autrement se produire si l’on utilisait du carburant à base de kérosène fossile. Les inventeurs ont déterminé comment le système de gestion du carburant/de la chaleur du moteur peut être avantageusement commandé pour utiliser cette différence entre le SAF et le kérosène. L’augmentation de la température du carburant peut également être avantageuse en permettant de transférer davantage de chaleur de l’huile au sein du ou des échangeurs de chaleur afin d’améliorer le refroidissement. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte que ΔT est inférieur à 0,53. Cette valeur correspond à moins de -54 °C/140 °C. Cela correspond à une température minimale de 140 °C pour le carburant fourni à la chambre de combustion et à la température minimale de -54 °C pour le carburant dans le réservoir de carburant. Les inventeurs ont déterminé qu’il était possible de fonctionner dans ce régime en utilisant le SAF, car il peut être avantageusement chauffé à une température plus élevée pour améliorer l’efficacité thermodynamique sans risque de dégradation thermique. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte que ΔT est dans la plage de 0,48 à 0,56. Cela correspond à entre -54 °C/180 °C et -54 °C/120 °C. Cela correspond à une température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion étant entre 120 °C et 180 °C, tandis que la température minimale du carburant dans le réservoir de carburant reste de -54 °C. La limite maximale de 180 °C peut être avantageuse pour réduire le risque de dégradation du carburant qui peut se produire même si le SAF est utilisé. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte que ΔT est dans la plage de 0,48 à 0,53. Cela correspond à entre -54 °C/180 °C et -54 °C/140 °C. Cela correspond à une température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion étant entre 140 °C et 180 °C, tandis que la température minimale du carburant dans le réservoir de carburant reste de -54 °C. Il s’agit là encore d’une meilleure utilisation des propriétés thermiques des SAF pour améliorer l’efficacité thermodynamique sans risque de dégradation du carburant à une température trop élevée. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte que ΔT est dans la plage de 0,48 à 1,00. Cela correspond à entre -54 °C/180 °C et 65 °C/65 °C. La limite inférieure correspond à une température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion égale à la limite maximale de 180 °C mentionnée ci-dessus, tandis que la température minimale du carburant dans le réservoir est limitée à -54 °C pour réduire le risque de gel. La limite maximale est de 1,00 car le ou les échangeurs de chaleur des présents exemples ne sont pas conçus pour fonctionner dans une condition où ils retirent de la chaleur au carburant, c’est-à-dire que le carburant ne sera pas plus froid à l’entrée de la chambre de combustion que sa température dans le réservoir de carburant. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte que ΔT est dans la plage de 0,48 à 0,90. Cela correspond à entre -54 °C/180 °C et 100 °C/140 °C. Cette limite inférieure supérieure de 0,90 par comparaison avec l’exemple du paragraphe précédent correspond à une température maximale du carburant dans le réservoir de carburant de 100 °C, comme indiqué ci-dessus, avec la température minimale du carburant à l’entrée de la chambre de combustion étant de 140 °C, afin d’utiliser les propriétés thermiques supérieures du SAF. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte que ΔT est dans la plage de 0,48 à 0,82. Cela correspond à entre -54 °C/180 °C et 65 °C/140 °C. La limite supérieure de 0,82 correspond à une température maximale du carburant dans le réservoir de carburant de 65 °C, comme indiqué ci-dessus, avec la température minimale du carburant à l’entrée de la chambre de combustion étant de 140 °C afin d’utiliser les propriétés thermiques supérieures du SAF pour améliorer l’efficacité thermodynamique. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte que ΔT est dans la plage de 0,56 à 1,00. Cela correspond à entre -54 °C/140 °C et 65 °C/65 °C. La limite supérieure de 1,00 correspond au maximum qui peut être atteint sans que le carburant soit plus chaud au niveau du réservoir de carburant qu’au niveau de la chambre de combustion. La limite inférieure correspond à une température du carburant égale ou supérieure à 140 °C à l’entrée de la chambre de combustion, afin d’utiliser les propriétés thermiques du SAF pour améliorer l’efficacité thermodynamique, tandis que la température minimale au niveau du réservoir de carburant est de -54 °C pour réduire le risque de gel. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte que ΔT est dans la plage de 0,56 à 0,82. Cela correspond à entre -54 °C/140 °C et 65 °C/140 °C. Cela correspond à la même limite inférieure que dans l’exemple du paragraphe précédent. La limite supérieure de 0,82 correspond à une température maximale du carburant dans le réservoir de carburant de 65 °C, comme indiqué ci-dessus, avec la température minimale du carburant à l’entrée de la chambre de combustion étant de 140 °C afin d’utiliser les propriétés thermiques supérieures du SAF pour améliorer l’efficacité thermodynamique. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte que ΔT est dans la plage de 0,56 à 0,75. Cela correspond à entre -54 °C/140 °C et 65 °C/180 °C. Cela correspond à la même limite inférieure que dans l’exemple du paragraphe précédent. La limite supérieure de 0,75 correspond à une température maximale du carburant dans le réservoir de carburant de 65 °C, comme indiqué ci-dessus, et la valeur maximale de 180 °C du carburant à l’entrée de la chambre de combustion, comme indiqué ci-dessus. La valeur maximale à l’entrée de la chambre de combustion ne peut être utilisée dans certains exemples que lorsque la température de carburant dans le réservoir de carburant est relativement élevée afin d’éviter une grande différence de température entre les deux. La FIG. 8 illustre un procédé 2000 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10. Le procédé 2000 comprend la modulation 2001 de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 à l’aide de la vanne modulatrice 1010 de telle sorte qu’un rapport entre une température du carburant dans le réservoir de carburant et une température du carburant distribué à la chambre de combustion (ΔT) est tel que défini dans l’un quelconque des exemples décrits ci-dessus en ce qui concerne le système de carburant 1000 ou tel que défini ailleurs ici. Dans un autre exemple, la vanne modulatrice 1010 est en outre ou alternativement destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage du moteur 10 est inférieur à 0,56. Le dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 est configuré pour commander le fonctionnement de la vanne modulatrice 1010 en conséquence afin d’atteindre cette valeur ou une quelconque autre valeur de ΔT en régime de croisière à ΔT au démarrage définie ici. Le fonctionnement de la vanne modulatrice tel que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage du moteur 10 est inférieur à 0,56 correspond à une valeur inférieure à ((-54 °C/120 °C)/1,00). Elle correspond donc aux valeurs qui peuvent être atteintes en utilisant des températures de carburant à l’entrée de la chambre de combustion de 120 °C ou plus, ce qui peut être obtenu en utilisant les propriétés thermiques améliorées du SAF par rapport au carburant fossile. La valeur de 0,56 correspond à une valeur minimale de ΔT réglée par le minimum de -54 °C pour le carburant dans le réservoir de carburant afin de réduire le risque de gel, avec la température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion étant d’au moins 120 °C. La valeur maximale de ΔT au démarrage est de 1, ce qui correspond au maximum qui peut être atteint sans que le carburant soit plus chaud dans le réservoir de carburant qu’au niveau de la chambre de combustion. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage du moteur 10 est inférieur à 0,53 (c’est-à-dire (-54 °C/140 °C)/1,00). Cela correspond à la valeur de l’exemple du paragraphe précédent, sauf qu’une température du carburant à l’entrée de la chambre de combustion est d’au moins 140 °C, ce qui permet d’utiliser davantage les propriétés thermiques du SAF pour améliorer l’efficacité thermodynamique. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage du moteur 10 est entre 0,48 et 0,56. Cela correspond à entre ((-54 °C/180 °C)/1,00) et ((-54 °C/120 °C)/1,00). La limite supérieure de 0,56 correspond à celle discutée ci-dessus. La limite inférieure de 0,48 correspond à une température maximale du carburant à l’entrée de la chambre de combustion de 180 °C, comme indiqué ci-dessus, pour réduire le risque de dégradation thermique du carburant, la température minimale du carburant dans le réservoir de carburant étant de -54 °C afin de réduire le risque de gel. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage du moteur 10 est entre 0,48 et 0,53. Cela correspond à entre ((-54 °C/180 °C)/1,00) et ((54 °C/140 °C)/1,00). La limite supérieure de 0,53 correspond à celle discutée plus haut, qui utilise davantage les propriétés thermiques du SAF. La limite inférieure de 0,48 correspond à celle discutée dans le paragraphe précédent. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage du moteur 10 est entre 0,48 et 1,88. Cela correspond à entre((-54 °C /180 °C)/(100 °C /100 °C)) et ((100 °C /120 °C)/(-54 °C /160 °C)). Les inventeurs ont déterminé que les limites du rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage peuvent être déterminées par l’expression : ((min_tank_cruise/max_combustor_cruise)/(max_tank_startup/min_combustor_startup @max tank startup)) à ((max_tank_cruise/min_ combustor _cruise)/(min_tank_startup/max_combustor _startup)) La limite inférieure de 0,48 correspond à la température minimale du carburant dans le réservoir de -54 °C pour réduire le risque de gel et la température maximale du carburant à l’entrée de la chambre de combustion en régime de croisière étant de 180 °C pour réduire le risque de dégradation thermique du carburant et améliorer l’efficacité thermodynamique. La valeur maximale de ΔT au démarrage est de 1 car le ou les échangeurs de chaleur ne sont pas destinés à refroidir le carburant avant qu’il n’atteigne la chambre de combustion. La valeur de ΔT au démarrage est donc limitée par le fait que la température minimale du carburant à l’entrée de la chambre de combustion n’est pas inférieure à la valeur maximale correspondante du carburant dans le réservoir pour lequel la valeur maximale de ΔT est calculée (par exemple 100 °C). La limite supérieure de 1,88 correspond à une température maximale du carburant dans le réservoir de 100 °C, une température minimale du carburant à l’entrée de la chambre de combustion de 120 °C afin d’utiliser les propriétés thermiques du SAF, une température minimale du carburant dans le réservoir de -54 °C pour réduire le risque de gel et une température maximale du carburant à l’entrée de la chambre de combustion de 160 °C pendant le démarrage. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage du moteur 10 est entre 0,48 et 1,71. Cela correspond à entre((-54 °C /180 °C)/(65 °C /65 °C)) et ((65 °C /120 °C)/(-54 °C /160 °C)). Ces limites correspondent à celles du paragraphe précédent, mais avec la température maximale du carburant dans le réservoir de carburant étant de 65 °C. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage du moteur 10 est entre 0,48 et 1,70. Cela correspond à entre((-54 °C /180 °C)/(100 °C /100 °C)) et ((100 °C /120 °C)/(-54 °C /120 °C)). Dans cet exemple, ΔT au démarrage peut être ΔT au démarrage lorsque l’aéronef est au sol. Les limites de ce paragraphe correspondent à celles du paragraphe précédent, à l’exception d’une température maximale du carburant dans le réservoir étant de 100 °C, et la température maximale du carburant à l’entrée de la chambre de combustion pendant le démarrage étant de 120 °C. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage du moteur 10 est entre 0,48 et 1,55. Cela correspond à entre((-54 °C /180 °C)/(65 °C /65 °C)) et ((65 °C /120 °C)/(-54 °C /120 °C)). Dans cet exemple, ΔT au démarrage peut être ΔT au démarrage lorsque l’aéronef est au sol. Ces limites correspondent à celles du paragraphe précédent, à l’exception d’une température maximale du carburant dans le réservoir étant de 65 °C. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage du moteur 10 est entre 0,48 et 1,88. Cela correspond à entre((-54 °C /180 °C)/(100 °C /100 °C)) et ((100 °C /120 °C)/(-54 °C /160 °C)). Dans cet exemple, ΔT au démarrage peut être ΔT au démarrage lorsque l’aéronef est en vol. Ces limites correspondent à celles du paragraphe précédent, à l’exception d’une température maximale du carburant dans le réservoir étant de 100 °C, et la température maximale du carburant à l’entrée de la chambre de combustion pendant le démarrage étant de 160 °C. Dans certains exemples, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 vers le réservoir de carburant 50 de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage du moteur 10 est entre 0,48 et 1,71. Cela correspond à entre((-54 °C /180 °C)/(65 °C /65 °C)) et ((65 °C /120 °C)/(-54 °C /160 °C)). Dans cet exemple, ΔT au démarrage peut être ΔT au démarrage lorsque l’aéronef est en vol. Ces limites correspondent à celles du paragraphe précédent, à l’exception d’une température maximale du carburant dans le réservoir étant de 65 °C. Dans un quelconque exemple décrit ici, la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion en régime de croisière peut être de 120 °C à 180 °C, et de préférence de 140 °C à 180 °C. Dans un quelconque exemple décrit ici, la température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion au démarrage peut être de -40 °C à 160 °C. La température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion lors du démarrage au sol peut être de -40 °C à 120 °C. La température de carburant à l’entrée de la chambre de combustion lors du démarrage dans l’air peut être de 0 °C à 160 °C. La plage de températures indiquée au paragraphe précédent peut correspondre à un démarrage au sol où le moteur démarre avec tous les composants à la température ambiante. Pour un démarrage dans l’air (c’est-à-dire en vol), la plage de températures indiquée au paragraphe précédent correspond à un scénario de rallumage. Dans ce cas, le moteur était en marche et est ensuite redémarré. Cela peut impliquer la descente de l’avion depuis l’altitude de croisière jusqu’à une enveloppe de rallumage de moulinet. Dans ce laps de temps, la température des composants centraux du moteur diminue, mais au moment où le rallumage se produit, il peut subsister une certaine chaleur résiduelle dans le moteur. Les plages de températures pour le redémarrage au sol et le redémarrage dans l’air sont donc différentes. La FIG. 9 illustre un procédé 2100 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10. Le procédé 2100 comprend la modulation 2101 de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 à l’aide de la vanne modulatrice 1010 de telle sorte que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage du moteur 10 est tel que défini dans l’un quelconque des exemples ci-dessus ou défini ailleurs ici. Dans un autre exemple, la vanne modulatrice 1010 est en outre ou alternativement destinée à initier un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant 50 lorsque le carburant distribué à la chambre de combustion 16 (ou ayant traversé l’un ou les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006) est à une température d’au moins 120 °C. Lorsque les températures du carburant sont inférieures à 120 °C, la vanne modulatrice 1010 peut empêcher le renvoi du carburant vers le réservoir de carburant 50. Le dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 est configuré pour commander le fonctionnement de la vanne modulante 1010 en conséquence. Dans d’autres exemples, la vanne modulatrice peut être destinée à initier un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant 50 lorsque le carburant distribué à la chambre de combustion 16 (ou ayant traversé l’un ou les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006) est à une température d’au moins 140 °C. Cela permet d’utiliser davantage les propriétés thermiques du SAF. Dans d’autres exemples encore, la vanne modulatrice peut être destinée à initier un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant lorsque le carburant ayant traversé l’un ou les deux échangeurs de chaleur est à une température entre 120 °C et 180 °C, et de préférence est à une température entre 140 °C et 180 °C. Une température du carburant est mesurée en aval de l’un ou des deux échangeurs de chaleur 1004, 1006. Dans cet exemple, la température du carburant est mesurée à l’aide d’un capteur de température dans la conduite de retour de carburant 1011, bien qu’il soit apprécié que la température du carburant puisse être mesurée à l’aide d’un capteur de température situé à sensiblement une quelconque position en aval de l’un ou des deux échangeurs de chaleur 1004, 1006. Une température du carburant ayant traversé l’un ou les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006 peut être utilisée pour déterminer ou être représentative d’une température du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50. Le dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 est configuré pour commander le fonctionnement de la vanne modulante 1010 en fonction au moins en partie de données de température du ou des capteurs de température situés en aval de l’un ou des deux échangeurs de chaleur 1004, 1006. Dans cet exemple, la vanne modulatrice 1010 est destinée à initier un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant 50 lorsque le carburant ayant traversé l’un ou les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006 est à une température d’au moins 120 °C (ou d’au moins 140 °C ; ou entre 120 °C et 180 °C ; ou entre 140 °C et 180 °C) et une indication d’une condition de fonctionnement est fournie, bien que cela ne soit pas essentiel. La condition de fonctionnement peut être une ou plusieurs conditions de fonctionnement, y compris, mais sans s’y limiter, une proportion de carburant aviation durable SAF dans le carburant, une stabilité thermique du carburant, un niveau de cokéfaction du carburant, une teneur en oxygène du carburant et une teneur en soufre du carburant. Les conditions de fonctionnement peuvent être détectées à bord, par exemple en vol, tel qu’à l’aide d’un ou plusieurs capteurs et/ou d’autres mesures. Les données du ou des) capteurs peuvent être fournies au dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 pour commander le fonctionnement de la vanne modulatrice 1010. Alternativement, les conditions de fonctionnement peuvent être consultées, saisies manuellement ou transmises à l’aéronef 1 (par exemple au dispositif de commande de moteur électronique du système de carburant 1000), soit avant le vol, soit pendant le vol. Par exemple, des substances ou espèces à l’état de traces, présentes naturellement dans le carburant ou ajoutées pour servir de traceur, peuvent être utilisées pour déterminer les caractéristiques du carburant, telles que le pourcentage de carburant aviation durable dans le carburant ou le fait que le carburant soit du kérosène. Les mesures du mode de vibration d’un cristal piézoélectrique exposé au carburant peuvent être utilisées comme base à la détermination de diverses caractéristiques du carburant, y compris la teneur en aromatiques du carburant, la teneur en oxygène du carburant, la stabilité thermique du carburant et le niveau de cokéfaction du carburant, par exemple en mesurant l’accumulation de dépôts de surface sur le cristal piézoélectrique, ce qui entraînera un changement de mode de vibration. D’autres caractéristiques de carburant, telles que la teneur en soufre, la teneur en naphtalène, la teneur en hydrocarbures aromatiques et le rapport hydrogène/carbone, peuvent être déterminées en mesurant les substances présentes dans les gaz d’échappement émis par le moteur à turbine à gaz 10 en cours d’utilisation (par ex., en vol). Dans cet exemple, la vanne modulatrice 1010 est également destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 en fonction, au moins en partie, d’une quantité de carburant restant dans le réservoir de carburant, bien que cela ne soit pas essentiel. La vanne modulatrice 1010 est en outre ou alternativement destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 de telle sorte qu’une température d’équilibre du carburant dans le réservoir de carburant 50, après le renvoi du carburant vers le réservoir de carburant 50, ne dépasse pas une température maximale admissible dans le réservoir de carburant 50 (par exemple, 65 °C ou 100 °C). Le dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 peut déterminer la durée pendant laquelle la vanne modulatrice 1010 peut rester ouverte et/ou la quantité de carburant qui peut être renvoyée vers le réservoir de carburant 50 (et éventuellement moduler à son tour le débit massique du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50 à l’aide de la vanne modulatrice 1010). Un exemple de logique pouvant être utilisée pour faire fonctionner la vanne modulatrice 1010 de cette manière est fourni ci-dessous : où est une masse de carburant dans le réservoir de carburant 50, est une masse de carburant renvoyée vers le réservoir de carburant 50 le long de la conduite de retour de carburant 1011, est une température d’équilibre du carburant mélangé dans le réservoir de carburant 50 après le renvoi du carburant vers le réservoir de carburant 50, est une température actuelle du carburant dans le réservoir de carburant 50 avant le mélange, est la température du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50 le long de la conduite de retour de carburant 1011, et est une capacité thermique spécifique du carburant à la température respective (par exemple, , , ). Une masse de carburant à renvoyer vers le réservoir de carburant 50 peut être déterminée en fonction d’une température d’équilibre souhaitée et des températures actuelles du carburant dans le réservoir de carburant 50 et du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50 le long de la conduite de retour de carburant 1011, en veillant à ce que la température d’équilibre ne dépasse pas une température seuil prédéterminée. Une fois que la masse de carburant à renvoyer vers le réservoir de carburant 50 est déterminée, la vanne modulatrice 1010 peut être actionnée en conséquence pour renvoyer la masse de carburant requise vers le réservoir de carburant 50. Une température du carburant ayant traversé l’un ou les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006 peut être utilisée pour déterminer ou être représentative d’une température du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50. Dans cet exemple, la température du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50 est mesurée à l’aide d’un capteur de température dans la conduite de retour de carburant 1011, bien qu’il soit apprécié que la température du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50 puisse être mesurée à l’aide d’un capteur de température situé à sensiblement une quelconque position en aval de l’un ou des deux échangeurs de chaleur 1004, 1006. La température du carburant dans le réservoir de carburant 50 peut être mesurée à l’aide d’un capteur de température situé dans le réservoir de carburant 50 ou d’un capteur de température situé en aval du réservoir de carburant 50 et en amont des échangeurs de chaleur 1004, 1006. Le dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 est configuré pour commander le fonctionnement de la vanne modulatrice 1010 en fonction au moins en partie de données de température d’au moins l’un des capteurs de température. On aura à l’esprit qu’une quelconque logique alternative appropriée pour commander le fonctionnement de la vanne modulatrice 1010 (par exemple, en fonction au moins en partie d’une quantité de carburant restant dans le réservoir de carburant 50) peut être utilisée. La FIG. 10 illustre un procédé 2200 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10. Le procédé 2200 comprend l’initiation 2201 d’un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant à l’aide de la vanne modulatrice 1010 lorsque le carburant ayant traversé le ou les échangeurs de chaleur est à une température d’au moins 120 °C, ou au sein de l’une quelconque des autres plages décrites ci-dessus en ce qui concerne le système de carburant 1000 ou décrites ailleurs ici. Dans un autre exemple, la vanne modulatrice 1010 est en outre ou alternativement destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 de telle sorte qu’un rapport entre la masse de carburant renvoyée vers le réservoir 50 et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion 16 est entre 0 et 9 en conditions de croisière. Le dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 est configuré pour commander le fonctionnement de la vanne modulatrice 1010. La vanne modulatrice 1010 peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 de telle sorte que le rapport entre la masse de carburant renvoyée au réservoir 50 et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion 16 est supérieur à 4 et inférieur ou égal à 9 en conditions de croisière, et de préférence est supérieur à 4 et inférieur ou égal à 4,9 en conditions de croisière. Le SAF a typiquement un pouvoir calorifique plus élevé que les carburants classiques tels que le kérosène ou les carburants à base de kérosène. Par exemple, le SAF peut avoir un pouvoir calorifique entre 43,5 MJ/kg et 44 MJ/kg, par comparaison avec un pouvoir calorifique typique de 43,2 MJ/kg pour un carburant à base de kérosène tel que le Jet-A. Un débit massique plus faible de SAF est donc nécessaire pour fournir à la chambre de combustion la même quantité de puissance de carburant que celle fournie par les carburants classiques. En outre, le SAF présente typiquement une stabilité thermique plus élevée que les carburants classiques et peut donc être utilisé à une température plus élevée avant que le carburant ne se dégrade (en raison de la dégradation thermique). Le SAF est donc capable d’absorber plus de chaleur que les carburants classiques avant de subir une dégradation de carburant. Le renvoi du carburant vers le réservoir de carburant 50 est typiquement effectué lorsque du carburant supplémentaire est utilisé à des fins autres que la combustion, telles que pour gérer les charges thermiques dans le moteur 10. Par exemple, le carburant peut être utilisé pour refroidir l’huile dans le moteur 10 par l’intermédiaire des échangeurs de chaleur 1004, 1006 et/ou pour entraîner un ou plusieurs actionneurs destinés à faire fonctionner d’autres composants dans le moteur 10 ou l’aéronef 1 plus généralement. Étant donné que le SAF peut absorber plus de chaleur que les carburants classiques et qu’il a un pouvoir calorifique plus élevé, les inventeurs ont déterminé qu’un rapport différent entre la masse de carburant renvoyée vers le réservoir de carburant et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion pouvait améliorer les performances. Par exemple, en utilisant du SAF, l’augmentation du pouvoir calorifique du carburant peut entraîner une réduction de la masse de carburant brûlé, ce qui permet de renvoyer un plus grand pourcentage de carburant vers le réservoir par comparaison avec l’utilisation de carburants fossiles classiques. La FIG. 11 illustre un procédé 2300 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10. Le procédé 2300 comprend la modulation 2301 de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 de telle sorte qu’un rapport entre la masse de carburant renvoyée vers le réservoir de carburant 50 et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion 16 est entre 0 et 9 en conditions de croisière, comme décrit ci-dessus en ce qui concerne le système de carburant 1000. Le rapport entre la masse de carburant renvoyée vers le réservoir de carburant 50 et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion 16 peut se situer dans ou au sein de l’une quelconque des autres plages définies ci-dessus ou ailleurs ici. Dans un autre exemple, la vanne modulatrice 1010 est en outre ou alternativement destinée à empêcher un renvoi du carburant ayant une température de 180 °C ou plus dans le réservoir de carburant 50. Le dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 est configuré pour commander le fonctionnement de la vanne modulante 1010 en conséquence. Une température du carburant est mesurée en aval de l’un ou des deux échangeurs de chaleur 1004, 1006. Dans cet exemple, la température du carburant est mesurée à l’aide d’un capteur de température dans la conduite de retour de carburant 1011, bien qu’il soit apprécié que la température du carburant puisse être mesurée à l’aide d’un capteur de température situé à sensiblement une quelconque position en aval de l’un ou des deux échangeurs de chaleur 1004, 1006. Une température du carburant ayant traversé l’un ou les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006 peut être utilisée pour déterminer ou être représentative d’une température du carburant dans la conduite de retour de carburant 1011. Le dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 est configuré pour commander le fonctionnement de la vanne modulatrice en fonction, au moins en partie, de données de température du ou des capteurs de température situés en aval de l’un ou des deux échangeurs de chaleur 1004, 1006. Dans cet exemple, la vanne modulatrice 1010 est également destinée à empêcher un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant lorsqu’une température du carburant dans le réservoir de carburant 50 est au niveau d’une température seuil supérieure prédéterminée. Comme décrit ci-dessus, la température du carburant dans le réservoir de carburant 50 est typiquement maintenue entre -54 °C (219,15 K) et 100 °C (373,15 K). De préférence, elle peut être maintenue entre -54 °C (219,15 K) et 65 °C (338,15 K). La limite supérieure de la température du carburant dans le réservoir de carburant 50 peut être une quelconque valeur appropriée entre les paires de températures des deux phrases précédentes, par exemple la limite supérieure peut être de 55 °C (328,15 K), ou 5 °C (278,15 K), ou 0 °C (273,15 K). Dans certains exemples, la limite supérieure du carburant dans le réservoir de carburant peut être de 0 °C, 5 °C, 10 °C, 15 °C, 20 °C, 25 °C, 30 °C, 35 °C, 40 °C, 45 °C, 50 °C, 55 °C, 60 °C, 65 °C, 70 °C, 75 °C, 80 °C, 85 °C, 90 °C, 95 °C ou 100 °C. En empêchant un renvoi du carburant vers le réservoir de carburant 50 lorsque le carburant dans le réservoir de carburant 50 est au niveau de la température seuil supérieure prédéterminée, la température seuil ne sera pas dépassée à la suite du renvoi du carburant qui a traversé l’un ou les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006 vers le réservoir de carburant 50. La température du carburant dans le réservoir de carburant 50 peut être mesurée à l’aide d’un capteur de température situé dans le réservoir de carburant 50 ou d’un capteur de température situé en aval du réservoir de carburant 50 et en amont des échangeurs de chaleur 1004, 1006. Le dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 est configuré pour commander le fonctionnement de la vanne modulante 1010 en fonction, au moins en partie, de données de température d’au moins un des capteurs de température fournissant des données indiquant une température du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50 et d’un capteur de température fournissant des données indiquant une température du carburant dans le réservoir de carburant 50. Dans cet exemple, la vanne modulatrice 1010 est également destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 en fonction, au moins en partie, d’une quantité de carburant restant dans le réservoir de carburant, bien que cela ne soit pas essentiel. La vanne modulatrice 1010 peut être destinée à permettre le renvoi du carburant vers le réservoir de carburant 50 si une température du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50 est inférieure à 180 °C et si une température du carburant dans le réservoir de carburant 50 est inférieure à la température seuil supérieure prédéterminée. Si ces deux conditions sont remplies, la vanne modulatrice 1010 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1011 de telle sorte qu’une température d’équilibre du carburant dans le réservoir de carburant 50, après le renvoi du carburant vers le réservoir de carburant 50, ne dépasse pas la température seuil supérieure prédéterminée. Le dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 peut déterminer la durée pendant laquelle la vanne modulatrice 1010 peut rester ouverte et/ou la quantité de carburant qui peut être renvoyée vers le réservoir de carburant 50 (et éventuellement moduler à son tour le débit massique du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50 à l’aide de la vanne modulatrice 1010). Un exemple de logique pouvant être utilisée pour faire fonctionner la vanne modulatrice 1010 de cette manière est fourni ci-dessous : où est une masse de carburant dans le réservoir de carburant 50, est une masse de carburant renvoyée vers le réservoir de carburant 50 le long de la conduite de retour de carburant 1011, est une température d’équilibre du carburant mélangé dans le réservoir de carburant 50 après le renvoi du carburant vers le réservoir de carburant 50, est une température actuelle du carburant dans le réservoir de carburant 50 avant le mélange, est une température actuelle du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50 le long de la conduite de retour de carburant 1011, et est une capacité thermique spécifique du carburant à la température respective (par exemple, , , ). Une masse de carburant à renvoyer vers le réservoir de carburant 50 peut être déterminée en fonction d’une température d’équilibre souhaitée et des températures actuelles du carburant dans le réservoir de carburant 50 et du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50 le long de la conduite de retour de carburant 1011, en veillant à ce que la température d’équilibre ne dépasse pas une température seuil supérieure prédéterminée pour le carburant dans le réservoir de carburant 50. Une fois que la masse de carburant à renvoyer vers le réservoir de carburant 50 est déterminée, la vanne modulatrice 1010 peut être actionnée en conséquence pour renvoyer la masse de carburant requise vers le réservoir de carburant 50. Une température du carburant ayant traversé l’un ou les deux échangeurs de chaleur 1004, 1006 peut être utilisée pour déterminer ou être représentative d’une température du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50. Dans cet exemple, la température du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50 est mesurée à l’aide d’un capteur de température dans la conduite de retour de carburant 1011, bien qu’il soit apprécié que la température du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50 puisse être mesurée à l’aide d’un capteur de température situé à sensiblement une quelconque position en aval de l’un ou des deux échangeurs de chaleur 1004, 1006. La température du carburant dans le réservoir de carburant 50 peut être mesurée à l’aide d’un capteur de température situé dans le réservoir de carburant 50 ou d’un capteur de température situé en aval du réservoir de carburant 50 et en amont des échangeurs de chaleur 1004, 1006. Le dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 est configuré pour commander le fonctionnement de la vanne modulatrice 1010 en fonction au moins en partie de données de température d’au moins l’un des capteurs de température. On aura à l’esprit qu’une quelconque logique alternative appropriée pour commander le fonctionnement de la vanne modulatrice 1010 (par exemple, en fonction au moins en partie d’une quantité de carburant restant dans le réservoir de carburant 50) peut être utilisée. La FIG. 12 illustre un procédé 2400 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10. Le procédé 2400 comprend le fait d’empêcher 2401 un renvoi du carburant ayant une température de 180 °C ou plus vers le réservoir de carburant 50 à l’aide de la vanne modulatrice 1010, comme décrit ci-dessus en ce qui concerne le système de carburant 1000. Le procédé 2400 peut comprendre le fait d’empêcher 2401 un renvoi du carburant ayant une température au sein de l’une quelconque des plages définies ci-dessus ou ailleurs ici vers le réservoir de carburant 50 à l’aide de la vanne modulatrice 1010. Le procédé peut comprendre le fait d’empêcher un renvoi du carburant s’il dépassait la limite supérieure de la température de réservoir définie ci-dessus ou telle que définie ailleurs ici. Le système de carburant 1500 peut être configuré pour réaliser un ou plusieurs des procédés 2000, 2100, 2200, 2300, 2400. Il peut également réaliser le procédé de la FIG. 13 décrit ci-dessous s’il est équipé d’une conduite de recirculation de carburant appropriée. Un autre exemple de système de carburant 1100 comprenant un trajet d’écoulement de carburant du réservoir de carburant 50 à d’autres composants du système de carburant 1100 est représenté schématiquement sur la FIG. 6 . Le système de carburant 1100 est sensiblement similaire au système de carburant 1000 décrit ci-dessus en ce qui concerne la FIG. 5 , les chiffres de référence similaires indiquant des éléments similaires. Le système de carburant 1100 comprend une conduite de recirculation de carburant 1111. La conduite de recirculation de carburant 1111 est destinée à faire recirculer le carburant d’un premier point du trajet d’écoulement de carburant à un second point du trajet d’écoulement de carburant. Dans cet exemple, la trajet d’écoulement de carburant peut être appelé trajet d’écoulement de carburant principal car il s’étend du réservoir de carburant à la chambre de combustion. Le second point du trajet d’écoulement de carburant se trouve en amont du premier point. Le premier point correspond à une entrée de la conduite de recirculation de carburant 1111. Le second point correspond à une sortie de la conduite de recirculation de carburant 1111. Le système de carburant 1100 comprend une vanne modulatrice 1110 destinée à moduler un écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant 1111, entre l’entrée et la sortie de la conduite de recirculation de carburant 1111. Le système de carburant 1100 comprend un capteur de température situé dans la conduite de recirculation de carburant 1111, bien que cela ne soit pas essentiel. Le système de carburant 1100 peut également comprendre une conduite de retour de carburant (non représentée pour plus de clarté) comme décrit ci-dessus en ce qui concerne le système de carburant 1000 illustré à la FIG. 5 , bien que cela ne soit pas essentiel. Dans l’exemple illustré, le premier point ou entrée de la conduite de recirculation de carburant 1111 est situé en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1106 sur le trajet d’écoulement de carburant. Le premier point est situé en aval de la pompe à carburant 1103. La vanne modulatrice 1110 est également située sur le trajet d’écoulement de carburant, bien qu’on aura à l’esprit que la vanne modulatrice 1110 peut plutôt être située le long de la ligne de recirculation de carburant 1111. Le second point ou sortie de la conduite de recirculation de carburant 1111 est situé en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1106. L’entrée et la sortie de la conduite de recirculation de carburant 1111 peuvent alternativement être situées à une quelconque position appropriée sur le trajet d’écoulement de carburant. Par exemple, l’entrée de la conduite de recirculation de carburant 1111 peut être située en amont de la pompe à carburant 1003, ou en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1104, ou en aval de la pompe à carburant 1102. La sortie de la conduite de recirculation de carburant 1111 peut être située en amont de la pompe à carburant 1103, ou en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1104, ou en amont de la pompe à carburant 1102. Lorsque la sortie de la conduite de recirculation de carburant 1111 est située en amont de la pompe à carburant 1102, l’entrée de la conduite de recirculation peut être en amont de la pompe 1103. On aura également à l’esprit que le système de carburant 1100 peut alternativement comprendre un seul échangeur de chaleur carburant-huile ou peut comprendre plus de deux échangeurs de chaleur carburant-huile, et le premier point ou le second point de la conduite de recirculation de carburant 1111 peut être situé au niveau d’une quelconque position appropriée (en amont ou en aval, directement ou indirectement avec un ou plusieurs composants intervenant sur le trajet d’écoulement de carburant principal) respective au ou aux échangeurs de chaleur. Une conduite de recirculation de carburant 1111 peut être prévue pour un quelconque échangeur de chaleur carburant-huile donné. La conduite de recirculation de carburant 1111 est destinée à permettre à une partie du carburant de s’écouler le long d’au moins une partie du trajet d’écoulement de carburant une pluralité de fois (c’est-à-dire pour faire recirculer une partie du carburant le long d’au moins une partie du trajet d’écoulement de carburant). Dans l’exemple illustré, la vanne modulatrice 1110 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant 1111 de telle sorte qu’une quantité de carburant traverse l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1106 une pluralité de fois avant d’être distribuée à la chambre de combustion 16. Cela peut permettre de transférer de la chaleur supplémentaire dans le même carburant et d’augmenter la température du carburant avant qu’il ne soit distribué à la chambre de combustion 16. Une température du carburant peut être augmentée à au moins 120 °C avant que le carburant ne soit distribué à la chambre de combustion 16. La recirculation du carburant à travers la conduite de recirculation de carburant 1111 à l’aide de la vanne modulatrice 1110 peut donc permettre de distribuer un carburant plus chaud à la chambre de combustion 16, ce qui peut augmenter l’efficacité du moteur 10. En outre, une quantité (par exemple, une masse) de carburant utilisée pour gérer les charges thermiques dans le moteur 10 (par exemple, par l’intermédiaire des échangeurs de chaleur 1104, 1106) peut être réduite, ce qui peut à son tour réduire (ou éliminer, selon les conditions de fonctionnement) une quantité de carburant devant être renvoyée vers le réservoir de carburant 50 lors de la gestion des charges thermiques dans le moteur 10. La réduction ou l’élimination d’une quantité de carburant renvoyée vers le réservoir de carburant 50 peut également permettre au carburant dans le réservoir de carburant 50 d’être plus froid avant d’entrer dans le trajet d’écoulement de carburant, ce qui peut améliorer le refroidissement de l’huile dans les échangeurs de chaleur carburant-huile 1104, 1106. La vanne modulatrice 1110 et/ou l’entrée du tuyau de recirculation du carburant 1111 peuvent être situées en aval de la pompe à carburant 1103, de telle sorte que le carburant recirculé passe à la fois à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1106 et à travers la pompe à carburant 1103 de multiples fois plutôt que de passer uniquement à travers l’échangeur de chaleur primaire 1106. Le carburant remis en circulation à travers la pompe à carburant 1103 peut permettre une commande plus ajustable du débit de carburant vers la chambre de combustion 16 pour une vitesse d’arbre donnée du moteur 10, en notant que la vitesse de pompe (ou un groupe limité d’options de vitesse de pompe) est souvent réglée par la vitesse d’arbre (par exemple, la vitesse de pompe peut être reliée proportionnellement à la vitesse d’arbre). Par exemple, si un débit de carburant requis pour maintenir une poussée actuelle d’aéronef est inférieur à la vitesse de pompe pour la vitesse d’arbre requise, une proportion plus importante de carburant peut être recirculée à travers la pompe de telle sorte que le débit à travers la pompe est plus élevé que le débit jusqu’à la chambre de combustion 16. Un débit de carburant inférieur à la chambre de combustion 16 peut également être fourni pour un carburant à pouvoir calorifique plus élevé, sans changer la vitesse de pompe, en augmentant plutôt la quantité de recirculation. Typiquement, il n’y a pas de gaspillage de carburant, car celui-ci est toujours recirculé et brûlé dans la chambre de combustion. Dans l’exemple illustré, la vanne modulatrice 1110 est destinée à commander activement une quantité de carburant recirculée le long de la conduite de recirculation de carburant 1111. Le dispositif de commande électronique du système de carburant 1000 est configuré pour commander le fonctionnement de la vanne modulatrice 1110. La commande active peut être effectuée en fonction d’un ou plusieurs paramètres tels que : vitesse d’arbre de cœur et demande de poussée du moteur ; température actuelle de carburant au niveau d’un ou plusieurs emplacements, par exemple le long du trajet d’écoulement de carburant (tel qu’en aval d’un ou de plusieurs échangeurs de chaleur) et/ou le long de la conduite de recirculation de carburant ; pouvoir calorifique de carburant ; vitesse de rotation de soufflante ; débit de carburant vers la chambre de combustion (couramment dénommé WFE – poids d’écoulement de carburant de moteur principal) ; viscosité de carburant ; et vitesse de pompe à carburant principale ou moteur, ou options de vitesse. En outre ou alternativement, une vitesse de la pompe à carburant 1103 peut être ajustée, soit en accélérant le débit de carburant (et diminuant ainsi le transfert de chaleur par unité de volume de carburant passant à travers les échangeurs de chaleur 1104, 1106), soit en réduisant le débit de carburant (et augmentant ainsi le transfert de chaleur par unité de volume de carburant passant à travers les échangeurs de chaleur 1104, 1106). Alternativement, la commande de la quantité de carburant recirculé le long de la conduite de recirculation de carburant 1111 à l’aide de la vanne modulatrice 1110 peut ne pas être active. Au contraire, une proportion réglée ou fixe de carburant dans le trajet d’écoulement de carburant principal peut être recirculée le long de la conduite de recirculation de carburant 1111 par l’intermédiaire de la vanne modulatrice 1110, par exemple, le rapport entre la masse de carburant recirculée et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion peut être entre 0 et 9. Plus préférablement, le rapport entre la masse de carburant recirculée et la masse de carburant distribuée à la chambre de combustion peut être supérieur à 4 et inférieur ou égal à 9 en conditions de croisière, et encore plus préférablement supérieur à 4 et inférieur ou égal à 4,9 en conditions de croisière. Il peut donc être identique au ratio de carburant renvoyé vers le réservoir tel que défini ci-dessus, de telle sorte que tout ce qui est décrit ici et qui s’applique au carburant renvoyé vers le réservoir peut également s’appliquer au présent exemple dans lequel le carburant est plutôt recirculé le long de la conduite de recirculation de carburant 1111. Dans certains exemples, la conduite de recirculation de carburant 1111 est destinée à alimenter en carburant un ou plusieurs mécanismes d’aéronef et/ou de moteur supplémentaires (non représentés) avant de rejoindre le trajet d’écoulement de carburant. Le ou les mécanismes d’aéronef supplémentaires peuvent donc être situés sur la conduite de recirculation de carburant 1111. Les mécanismes d’aéronef supplémentaires peuvent comprendre un système d’antigivrage de nacelle, des actionneurs, un système de refroidissement du carter de turbine ou un quelconque autre mécanisme approprié d’aéronef. La FIG. 13 illustre un procédé 2500 de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz 10. Le procédé 2500 comprend la modulation 2501 de l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant 1111, comme décrit ci-dessus en ce qui concerne le système de carburant 1100. Un autre exemple de système de carburant 1200 comprenant un trajet d’écoulement de carburant du réservoir de carburant 50 à d’autres composants du système de carburant 1200 est représenté schématiquement sur la FIG. 7 . Dans l’exemple présenté, le moteur 10 est un moteur à entraînement direct, comme le montre la FIG. 4 . Le système de carburant 1200 de la FIG. 7 peut toutefois être utilisé avec d’autres architectures de moteur, telles qu’une architecture à engrenages. Le système de carburant 1200 comprend à la fois le système d’alimentation en carburant (comprenant le réservoir de carburant 50 et la pompe 1202) qui alimente le moteur 10 en carburant et le système de gestion de carburant 1600 (qui fonctionne au sein du moteur 10) de l’aéronef 1. Dans la mise en œuvre décrite, chaque moteur 10 a son propre système de gestion de carburant 1600. Dans d’autres mises en œuvre, un seul système de gestion de carburant 1600 peut gérer l’alimentation en carburant de multiples moteurs, et peut par exemple comprendre un double de divers éléments parmi les éléments représentés sur la FIG. 6 pour l’autre ou les autres moteurs. Le carburant est pompé depuis le réservoir de carburant 50 vers le moteur à turbine à gaz 10 par une pompe d’alimentation en carburant basse pression 1202. Le carburant s’écoule alors à travers un échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204 avant de s’écouler à travers une pompe à carburant moteur 1203. La pompe à carburant moteur 1203 peut être décrite comme une pompe à carburant principale ou haute pression. Au moins une partie du carburant traverse ensuite un échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206 par l’intermédiaire d’une conduite 1207 qui se ramifie du trajet d’écoulement de carburant principal (entre le réservoir de carburant 50 et la chambre de combustion 16), et au moins une partie du carburant s’écoule vers la chambre de combustion 16 sans passer par l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204 peut être qualifié d’échangeur de chaleur carburant-huile principal. L’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206 peut être qualifié d’échangeur de chaleur carburant-huile asservi. Le système de gestion de carburant 1600 est agencé de sorte que le carburant atteint l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204 avant l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206. Dans l’exemple représenté sur la FIG. 7 , à partir de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206, la partie de carburant qui s’est écoulée à travers celui-ci s’écoule alors vers la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10, rejoignant le carburant qui s’est écoulé à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204 uniquement. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206 sont conçus de telle sorte qu’un écoulement d’huile est également transporté à travers celui-ci. L’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206 sont conçus de telle sorte que de la chaleur peut être transférée entre l’huile et le carburant s’écoulant à travers ceux-ci. En conditions de croisière, la température moyenne de l’écoulement d’huile entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206 est supérieure à la température moyenne du carburant entrant dans l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206 respectivement. De cette manière, l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204 et l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206 sont conçus pour transférer de l’énergie thermique d’un écoulement d’huile vers un écoulement de carburant s’écoulant à travers ceux-ci en conditions de croisière. Le système de carburant 1200 comprend un dispositif de commande électronique configuré pour commander le fonctionnement des échangeurs de chaleur 1204, 1206. Dans divers agencements du système de gestion de carburant 1600, l’huile s’écoule à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206 avant de traverser l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204, et ne s’écoule pas à travers des composants moteurs qui augmenteraient sa température entre eux. L’huile est donc plus chaude à l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206 qu’à l’entrée de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204. En revanche, le carburant s’écoule à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204 avant de s’écouler à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206. Dans cet agencement, la température de carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206 est supérieure à la température de carburant sortant de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204. La pompe à carburant 1203 peut alternativement être placée en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206 (ou en amont de l’endroit où la conduite 1207 rejoint le trajet d’écoulement de carburant principal), ce qui signifie qu’elle n’est pas exposée à ces températures de carburant encore plus élevées. Le système de gestion de carburant 1600 peut être équipé d’un contournement pour permettre à une partie du carburant d’éviter de passer par l’échangeur de chaleur respectif, par exemple sous la forme d’un tuyau de contournement avec une entrée située en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204 et une sortie située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204 et en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206, comme décrit ci-dessus en ce qui concerne la FIG. 5 . Une vanne peut déterminer quelle proportion du carburant traverse l’échangeur de chaleur 1204 et quelle proportion traverse le tuyau de contournement. Le système de carburant 1200 comprend en outre une vanne modulatrice 1210 située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204 et destinée à détourner ou diriger au moins une partie du carburant qui a quitté l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204 en retour vers le réservoir de carburant 50 par l’intermédiaire d’une conduite de retour de carburant 1211. La vanne modulatrice 1210 est conçue pour moduler un écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1211. La vanne modulatrice 1210 peut déterminer quelle proportion du carburant est renvoyée au réservoir de carburant 50, et quelle proportion continue vers la chambre de combustion 16. On aura à l’esprit que la vanne modulatrice 1210 peut être située à sensiblement une quelconque position en aval d’au moins l’un des échangeurs de chaleur 1204, 1206. Par exemple, la vanne modulatrice 1210 peut alternativement être située en amont de l’échangeur de chaleur secondaire 1206 (par exemple, en amont de l’endroit où la conduite 1207 rejoint le trajet d’écoulement de carburant principal). On aura également à l’esprit que le système de carburant 1200 peut alternativement comprendre un seul échangeur de chaleur carburant-huile ou peut comprendre plus de deux échangeurs de chaleur carburant-huile, et que la vanne modulatrice 1210 peut être située en aval d’au moins l’un des échangeurs de chaleur (soit directement en aval, soit avec un ou plusieurs composants intermédiaires du système de carburant 1200 entre la vanne modulatrice 1210 et l’échangeur de chaleur). Les échangeurs de chaleur primaires et secondaires décrits ci-dessus ne sont qu’un exemple et peuvent fournir le refroidissement de systèmes ou composants de moteur quelconques. Dans l’exemple illustré, la vanne modulatrice 1210 est située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1204, de la pompe à carburant principale 1203, de l’entrée de la conduite 1207 menant à l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206, et de la sortie de la conduite 1207 rejoignant le trajet d’écoulement de carburant principal à partir de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1206. On aura à l’esprit que la vanne modulatrice 1210 peut alternativement être située en amont de la pompe à carburant 1203. Le système de carburant 1200 comprend une pluralité de capteurs de température (indiqués par les symboles circulaires entourant la lettre majuscule T) conçus pour mesurer une température du carburant à différents emplacements dans le système de carburant 1200. Dans l’exemple illustré, le système de carburant 1200 comprend un capteur de température situé dans le réservoir de carburant 50 pour mesurer une température du carburant dans le réservoir de carburant 50. En outre ou alternativement, le système de carburant 1200 peut comprendre un capteur de température situé en aval du réservoir de carburant 50 et en amont des échangeurs de chaleur 1204, 1206, qui peut être utilisé pour déterminer ou être représentatif d’une température de carburant dans le réservoir de carburant 50. Dans l’exemple illustré, le système de carburant 1200 comprend deux capteurs de température situés en aval des échangeurs de chaleur 1204, 1206. L’un des capteurs de température est situé dans la conduite de retour de carburant 1211, tandis que l’autre capteur de température est situé en aval de la vanne modulatrice 1210 et en amont de la chambre de combustion 16. L’un ou l’autre ou les deux des capteurs de température peuvent être utilisés pour déterminer ou représenter une température du carburant distribué à la chambre de combustion 16 et/ou une température du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50. On aura à l’esprit qu’un seul des capteurs de température situés en aval des échangeurs de chaleur 1204, 1206 peut être fourni. En fonction de la position de la vanne modulatrice 1210 par rapport à un ou plusieurs échangeurs de chaleur (par exemple l’échangeur de chaleur primaire 1204 et/ou l’échangeur de chaleur secondaire 1206), on aura à l’esprit que le ou les capteurs de température peuvent être placés à un quelconque emplacement approprié en aval du ou des échangeurs de chaleur afin de mesurer les données de température relatives à (ou de fournir des données de température représentatives de) une température du carburant distribué à la chambre de combustion 16 et/ou une température du carburant renvoyé vers le réservoir de carburant 50. Le renvoi du carburant vers le réservoir de carburant 50 fournit un mécanisme pour commander l’écoulement de carburant du système de carburant 1200, par exemple pour gérer les charges thermiques dans le moteur 10 et/ou pour commander une température du carburant à différents emplacements dans le système 1200 (tels que dans le réservoir de carburant 50 ou à l’entrée de la chambre de combustion 16). La vanne modulatrice 1210 peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant 1211 vers le réservoir de carburant 50 d’une quelconque manière appropriée, par exemple comme décrit ci-dessus en ce qui concerne le système de carburant 1000 illustré à la FIG. 5 . Le système de carburant 1200 comprend un dispositif de commande électronique configuré pour commander le fonctionnement (par exemple, l’ouverture et la fermeture) de la vanne modulatrice 1210. On aura également à l’esprit qu’un ou plusieurs quelconques des procédés 2000, 2100, 2200, 2300, 2400 illustrés dans les figures 8 à 12 et décrits ci-dessus en ce qui concerne le système de carburant 1000 peuvent également être réalisés à l’aide du système de carburant 1200 illustré à la FIG. 7 . Le système de carburant 1200 peut également réaliser le procédé 2500 de la FIG. 13 s’il est équipé d’une conduite de recirculation de carburant appropriée, telle que décrite ci-dessous. Un autre exemple de système de carburant 1300 comprenant un trajet d’écoulement de carburant du réservoir de carburant 50 à d’autres composants du système de carburant 1300 est représenté schématiquement sur la FIG. 14 . Le système de carburant 1300 est sensiblement similaire au système de carburant 1200 décrit ci-dessus en ce qui concerne la FIG. 7 , les chiffres de référence similaires indiquant des éléments similaires. Le système de carburant 1300 comprend une conduite de recirculation de carburant 1311. La conduite de recirculation de carburant 1311 est destinée à faire recirculer le carburant d’un premier point du trajet d’écoulement de carburant à un second point du trajet d’écoulement de carburant. Dans cet exemple, la trajet d’écoulement de carburant est un trajet d’écoulement de carburant principal qui s’étend du réservoir de carburant à la chambre de combustion. Le second point du trajet d’écoulement de carburant se trouve en amont du premier point. Le premier point correspond à une entrée de la conduite de recirculation de carburant 1311. Le second point correspond à une sortie de la conduite de recirculation de carburant. Le système de carburant 1300 comprend une vanne modulatrice 1310 destinée à moduler un écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant 1311, entre l’entrée et la sortie de la conduite de recirculation de carburant 1311. Le système de carburant 1300 comprend un capteur de température situé dans la conduite de recirculation de carburant 1311, bien que cela ne soit pas essentiel. Le système de carburant 1300 peut également comprendre une conduite de retour de carburant (non représentée pour plus de clarté) comme décrit ci-dessus en ce qui concerne le système de carburant 1200 illustré à la FIG. 7 , bien que cela ne soit pas essentiel. Dans l’exemple illustré, le premier point ou entrée de la conduite de recirculation de carburant 1311 est situé en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1304 sur le trajet d’écoulement de carburant. Le premier point est situé en aval de la pompe à carburant 1303. Le premier point est situé en aval de l’entrée de la conduite 1307 menant à l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1306, et en aval de la sortie de la conduite 1307 rejoignant le trajet d’écoulement de carburant principal depuis l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1306 (entre le réservoir de carburant 50 et la chambre de combustion 16). Le premier point est donc en aval des trajets d’écoulement vers et depuis l’échangeur de chaleur secondaire 1306. Le second point est situé en amont des trajets d’écoulement vers et depuis l’échangeur de chaleur secondaire. La vanne modulatrice 1310 est également située sur le trajet d’écoulement de carburant principal, bien qu’on aura à l’esprit que la vanne modulatrice 1310 peut plutôt être située à une autre position sur la trajet d’écoulement de carburant ou le long de la conduite de recirculation de carburant 1311. Le second point ou sortie de la conduite de recirculation de carburant 1311 est situé en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1304. L’entrée et la sortie de la conduite de recirculation de carburant 1311 peuvent alternativement être situées à une quelconque position appropriée sur le trajet d’écoulement de carburant. Par exemple, l’entrée de la conduite de recirculation de carburant 1311 peut être située en aval de l’échangeur de chaleur primaire 1304 mais en amont de la pompe à carburant 1303, ou en aval de l’échangeur de chaleur primaire 1304 et de la pompe à carburant 1303 mais en amont de l’entrée de la conduite 1307 menant à l’échangeur de chaleur secondaire 1306, ou en aval de la sortie de la conduite 1307 rejoignant le trajet d’écoulement de carburant principal à partir de l’échangeur de chaleur secondaire 1306. La sortie de la conduite de recirculation de carburant 1311 peut être située en amont de l’entrée de la conduite 1307 menant à l’échangeur de chaleur secondaire 1306, ou en amont de la pompe à carburant 1303, ou en amont de la pompe à carburant 1302. On aura également à l’esprit que le système de carburant 1300 peut alternativement comprendre un seul échangeur de chaleur carburant-huile ou peut comprendre plus de deux échangeurs de chaleur carburant-huile, et le premier point ou le second point de la conduite de recirculation de carburant 1311 peut être situé au niveau d’une quelconque position appropriée (en amont ou en aval, directement ou indirectement avec un ou plusieurs composants intervenant sur le trajet d’écoulement de carburant) respective au ou aux échangeurs de chaleur. Une conduite de recirculation de carburant 1311 peut être prévue pour un quelconque échangeur de chaleur carburant-huile donné. La conduite de recirculation de carburant 1311 est destinée à permettre à une partie du carburant de s’écouler le long d’au moins une partie du trajet d’écoulement de carburant une pluralité de fois (c’est-à-dire pour faire recirculer une partie du carburant le long d’au moins une partie du trajet d’écoulement de carburant) avant d’être distribuée à la chambre de combustion 16. Dans l’exemple illustré, la vanne modulatrice 1310 est destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant 1311 de telle sorte qu’une quantité de carburant traverse l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1304 une pluralité de fois avant d’être distribuée à la chambre de combustion 16. Cela peut permettre de transférer de la chaleur supplémentaire dans le même carburant et d’augmenter la température du carburant avant qu’il ne soit distribué à la chambre de combustion 16. Une température du carburant peut être augmentée à au moins 120 °C avant que le carburant ne soit distribué à la chambre de combustion 16. Dans certains exemples, la température du carburant peut être augmentée à au moins 140 °C avant que le carburant ne soit distribué à la chambre de combustion 16, ou au sein de la plage entre 120 °C et 180 °C ou entre 140 °C et 180 °C. La recirculation du carburant à travers la conduite de recirculation de carburant 1311 à l’aide de la vanne modulatrice 1310 peut donc permettre de distribuer un carburant plus chaud à la chambre de combustion 16, ce qui peut augmenter l’efficacité du moteur 10. En outre, une quantité (par exemple, une masse) de carburant utilisée pour gérer les charges thermiques dans le moteur 10 (par exemple, par l’intermédiaire des échangeurs de chaleur 1304, 1306) peut être réduite, ce qui peut à son tour réduire (ou éliminer, selon les conditions de fonctionnement) une quantité de carburant devant être renvoyée vers le réservoir de carburant 50 lors de la gestion des charges thermiques dans le moteur 10. La réduction ou l’élimination d’une quantité de carburant renvoyée vers le réservoir de carburant 50 peut également permettre au carburant dans le réservoir de carburant 50 d’être plus froid avant d’entrer dans le trajet d’écoulement de carburant, ce qui peut améliorer le refroidissement de l’huile dans les échangeurs de chaleur carburant-huile 1304, 1306. Dans l’exemple illustré, la vanne modulatrice 1310 et/ou l’entrée du tuyau de recirculation du carburant 1311 est également située en aval de la pompe à carburant 1303, de telle sorte que le carburant recirculé passe à la fois à travers l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1304 et la pompe à carburant 1303 de multiples fois. Le carburant remis en circulation à travers la pompe à carburant 1303 peut permettre une commande plus ajustable du débit de carburant vers la chambre de combustion 16 pour une vitesse d’arbre donnée du moteur 10, en notant que la vitesse de pompe (ou un groupe limité d’options de vitesse de pompe) est souvent réglée par la vitesse d’arbre (par exemple, la vitesse de pompe peut être reliée proportionnellement à la vitesse d’arbre). Par exemple, si un débit de carburant requis pour maintenir une poussée actuelle d’aéronef est inférieur à la vitesse de pompe pour la vitesse d’arbre requise, une proportion plus importante de carburant peut être recirculée à travers la pompe de telle sorte que le débit à travers la pompe est plus élevé que le débit jusqu’à la chambre de combustion 16. Un débit de carburant inférieur à la chambre de combustion 16 peut également être fourni pour un carburant à pouvoir calorifique plus élevé, sans changer la vitesse de pompe, en augmentant plutôt la quantité de recirculation. La vanne modulatrice 1310 peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant 1311 d’une quelconque manière appropriée, par exemple comme décrit ci-dessus en ce qui concerne le système de carburant 1200 illustré à la FIG. 7 . Le système de carburant 1300 comprend un dispositif de commande électronique configuré pour commander le fonctionnement (par exemple, l’ouverture et la fermeture) de la vanne modulatrice 1310. On aura également à l’esprit que le procédé 2500 illustré à la FIG. 13 et décrit ci-dessus en ce qui concerne le système de carburant 1100 peut également être réalisé à l’aide du système de carburant 1300 illustré à la FIG. 14 . Dans certains exemples, la conduite de recirculation de carburant 1311 est destinée à alimenter en carburant un ou plusieurs mécanismes d’aéronef et/ou de moteur supplémentaires (non représentés) avant de rejoindre le trajet d’écoulement de carburant. Le ou les mécanismes d’aéronef supplémentaires peuvent donc être situés sur la conduite de recirculation de carburant 1311. Les mécanismes d’aéronef supplémentaires peuvent comprendre un système d’antigivrage de nacelle, des actionneurs, un système de refroidissement du carter de turbine ou un quelconque autre mécanisme approprié d’aéronef. Un autre exemple de systèmes de carburant 1400, 1700 comprenant un trajet d’écoulement de carburant du réservoir de carburant 50 à la chambre de combustion 16 du moteur à turbine à gaz 10 de l’aéronef 1 sont représentés schématiquement sur les Figures 15 et 16. Le système de carburant 1400 est similaire aux systèmes de carburant 1000, 1100 décrits ci-dessus en ce qui concerne les figures 5 et 6, les chiffres de référence similaires indiquant des éléments similaires. Le système de carburant 1700 est similaire aux systèmes de carburant 1200, 1300 décrits ci-dessus en ce qui concerne les figures 7 et 14, les chiffres de référence similaires indiquant des éléments similaires. Dans les systèmes de carburant 1400, 1700, une vanne modulatrice 1410, 1710 est destinée à dévier ou diriger au moins une partie du carburant qui est sorti d’un échangeur de chaleur carburant-huile en retour vers le réservoir de carburant 50 et/ou pour faire recirculer le carburant vers un emplacement situé en amont sur le trajet d’écoulement de carburant. Il peut donc effectuer le procédé décrit dans une ou plusieurs des figures 8 à 13. Dans l’exemple de la FIG. 15 , la vanne modulatrice 1410 du système de carburant 1400 est située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1406 et de la pompe 1403. La vanne modulatrice 1410 est destinée à dévier ou diriger au moins une partie du carburant de la pompe 1403 en retour vers le réservoir de carburant 50 par l’intermédiaire d’une conduite de retour de carburant 1411b, et est également destinée à faire recirculer le carburant de la pompe 1403 vers un point en amont de l’échangeur de chaleur secondaire 1406 par l’intermédiaire d’une conduite de recirculation de carburant 1411a. On aura également à l’esprit que la vanne modulatrice 1410 peut alternativement être placée à un quelconque emplacement approprié du système de carburant 1400, par exemple sur le trajet d’écoulement de carburant. La vanne modulatrice 1410 peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant 1411a et de la conduite de retour de carburant 1411b d’une quelconque manière appropriée, par exemple comme décrit ci-dessus en ce qui concerne les systèmes de carburant 1000, 1100, 1200, 1300 illustrés aux figures 5, 6, 7 et 14. Le système de carburant 1400 comprend un dispositif de commande électronique configuré pour commander le fonctionnement (par exemple, l’ouverture et la fermeture) de la vanne modulatrice 1410. On aura également à l’esprit que les procédés 2000, 2100, 2200, 2300, 2400, 2500 illustrés aux figures 8 à 13 et décrits ci-dessus en ce qui concerne les systèmes de carburant 1000, 1100, 1200, 1300 peuvent également être réalisés à l’aide du système de carburant 1400 illustré à la FIG. 15 . Dans l’exemple de la FIG. 16 , la vanne modulatrice 1710 du système de carburant 1700 est située en aval de l’échangeur de chaleur carburant-huile secondaire 1706. Le carburant sortant de l’échangeur de chaleur secondaire 1706 ne rejoint pas le trajet d’écoulement de carburant principal (entre le réservoir de carburant 50 et la chambre de combustion 16). La vanne modulatrice 1710 est destinée à dévier ou diriger au moins une partie du carburant sortant de l’échangeur de chaleur secondaire 1706 en retour vers le réservoir de carburant 50 par l’intermédiaire d’une conduite de retour de carburant 1711b, et est également destinée à faire recirculer le carburant sortant de l’échangeur de chaleur secondaire 1706 vers un point situé en amont de l’échangeur de chaleur carburant-huile primaire 1704 sur le trajet d’écoulement de carburant principal par l’intermédiaire d’une conduite de recirculation de carburant 1711a. On aura également à l’esprit que la vanne modulatrice 1710 peut être alternativement placée à un quelconque emplacement approprié, par exemple sur le trajet d’écoulement de carburant principal, de telle sorte que le carburant sortant de l’échangeur de chaleur secondaire 1706 peut rejoindre le trajet d’écoulement de carburant principal avant de rencontrer la vanne modulatrice 1710. La vanne modulatrice 1710 peut être destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de recirculation de carburant 1711a et de la conduite de retour de carburant 1711b d’une quelconque manière appropriée, par exemple comme décrit ci-dessus en ce qui concerne les systèmes de carburant 1000, 1100, 1200, 1300 illustrés aux figures 5, 6, 7 et 14. Le système de carburant 1700 comprend un dispositif de commande électronique configuré pour commander le fonctionnement (par exemple, l’ouverture et la fermeture) de la vanne modulatrice 1710. On aura également à l’esprit que les procédés 2000, 2100, 2200, 2300, 2400, 2500 illustrés aux figures 8 à 13 et décrits ci-dessus en ce qui concerne les systèmes de carburant 1000, 1100, 1200, 1300 peuvent également être mis en œuvre à l’aide du système de carburant 1700 illustré à la FIG. 16 . Les températures de carburant distribué à la chambre de combustion en conditions de croisière, ou auxquelles le renvoi de carburant est initié, définies à un quelconque point ici, peuvent être définies en tant que moyenne sur au moins 5 minutes, 10 minutes, ou 30 minutes, en conditions de croisière à régime stationnaire. Ces températures moyennes ne comportent pas de pics transitoires de température, qui peuvent être définis comme des fluctuations de température du carburant en fonctionnement, souvent une élévation de la température. Chaque fluctuation peut ne pas durer plus de 5 minutes. La FIG. 17 montre un aéronef 1 sur lequel sont montés deux moteurs à turbine à gaz 10 de la présente description, un sur chaque aile. Le carburant F est fourni par le réservoir de carburant 50 aux moteurs à turbine à gaz 10. Dans cet exemple, le réservoir de carburant 50 comprend un ensemble de réservoirs de carburant interconnectés. Dans l’exemple de la FIG. 17 , le réservoir de carburant se compose d’un réservoir de carburant principal situé dans le fuselage de l’aéronef et d’un réservoir de carburant plus petit situé dans chaque aile. Dans d’autres exemples, un aéronef 1 peut n’avoir qu’un seul réservoir de carburant - on aura à l’esprit que de nombreuses mises en place de réservoirs différentes sont envisageables et que les exemples illustrés sont fournis pour faciliter la description et n’ont pas pour but d’être limitatifs. Il sera entendu que l’invention n’est pas limitée aux exemples 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 (1), comprenant : une chambre de combustion (16) ; un échangeur de chaleur carburant-huile (1004 ; 1006 ; 1204 ; 1206 ; 1404 ; 1406 ; 1704 ; 1706) disposé pour recevoir du carburant d’un réservoir de carburant (50) à bord de l’aéronef (1) et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) disposée pour renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur (1004 ; 1006 ; 1204 ; 1206 ; 1404 ; 1406 ; 1704 ; 1706) vers le réservoir de carburant (50) ; et une vanne modulatrice (1010 ; 1210 ; 1410 ; 1710) disposée pour moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est inférieur à 0,56, dans lequel ΔT est un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant (50) et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion (16). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel la vanne modulatrice (1010 ; 1210 ; 1410 ; 1710) est disposée pour moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) de telle sorte que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est inférieur à 0,53. Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 1, dans lequel la vanne modulatrice (1010 ; 1210 ; 1410 ; 1710) est disposée pour moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) de telle sorte que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est entre 0,48 et 0,56, ou éventuellement entre 0,48 et 0,53. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef (1), comprenant : une chambre de combustion (16) ; un échangeur de chaleur carburant-huile (1004 ; 1006 ; 1204 ; 1206 ; 1404 ; 1406 ; 1704 ; 1706) disposé pour recevoir du carburant d’un réservoir de carburant (50) à bord de l’aéronef (1) et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) disposée pour renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur (1004 ; 1006 ; 1204 ; 1206 ; 1404 ; 1406 ; 1704 ; 1706) vers le réservoir de carburant (50) ; et une vanne modulatrice (1010 ; 1210 ; 1410 ; 1710) disposée pour moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est entre 0,48 et 1,88, dans lequel ΔT est un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant (50) et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion (16). Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 4, dans lequel la vanne modulatrice (1010 ; 1210 ; 1410 ; 1710) est disposée pour moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) de telle sorte que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est : a) entre 0,48 et 1,71 ; b) entre 0,48 et 1,70 et éventuellement si ΔT au démarrage est déterminé pour le démarrage de l’aéronef lorsqu’il est au sol ; c) entre 0,48 et 1,55 et éventuellement si ΔT au démarrage est déterminé pour le démarrage de l’aéronef lorsqu’il est au sol ; d) entre 0,48 et 1,88 et éventuellement si ΔT au démarrage est déterminé pour le démarrage de l’aéronef lorsqu’il est en vol ; ou e) entre 0,48 et 1,71 et éventuellement si ΔT au démarrage est déterminé pour le démarrage de l’aéronef lorsqu’il est en vol. Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’échangeur de chaleur (1004 ; 1006 ; 1204 ; 1206 ; 1404 ; 1406 ; 1704 ; 1706) est disposé pour transférer la chaleur de l’huile au carburant de manière à élever la température de carburant à au moins 120 °C, et de préférence à au moins 140 °C, à l’entrée de la chambre de combustion (16), et éventuellement de manière à élever la température de carburant entre 120 °C et 180 °C, et de préférence entre 140 °C et 180 °C, à l’entrée de la chambre de combustion (16). Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) comprend en outre : i) un premier capteur de température situé en aval de l’échangeur de chaleur (1004 ; 1006 ; 1204 ; 1206 ; 1404 ; 1406 ; 1704 ; 1706) ; et ii) et est configuré pour recevoir des informations d’un second capteur de température situé dans le réservoir de carburant (50) ; et éventuellement : a) dans lequel le premier capteur de température est situé dans la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) ; et/ou b) dans lequel la vanne modulatrice (1010 ; 1210 ; 1410 ; 1710) est disposée pour moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) en fonction de données de température du premier capteur de température et du second capteur de température. Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la température de carburant dans le réservoir de carburant (50) est entre -54 °C et 100 °C, et de préférence est entre -54 °C et 65 °C, entre -54 °C et 55 °C ou entre -54 °C et 5 °C. Procédé (2100) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion (16) ; un échangeur de chaleur carburant-huile (1004 ; 1006 ; 1204 ; 1206 ; 1404 ; 1406 ; 1704 ; 1706) disposée pour recevoir du carburant d’un réservoir de carburant (50) à bord de l’aéronef (1) et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) disposée pour renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur (1004 ; 1006 ; 1204 ; 1206 ; 1404 ; 1406 ; 1704 ; 1706) vers le réservoir de carburant (50) ; et une vanne modulatrice (1010 ; 1210 ; 1410 ; 1710) disposée pour moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) ; dans lequel le procédé comprend la modulation (2101) de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) à l’aide de la vanne modulatrice (1010 ; 1210 ; 1410 ; 1710) de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est inférieur à 0,56, dans lequel ΔT est un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant (50) et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion (16). Procédé (2100) selon la revendication 9, dans lequel la modulation (2101) de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) à l’aide de la vanne modulatrice (1010 ; 1210 ; 1410 ; 1710) comprend la modulation de l’écoulement de carburant de telle sorte que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est inférieur à 0,53, ou éventuellement entre 0,48 et 0,56 ou entre 0,48 et 0,53. Procédé (2100) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz, le moteur à turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion (16) ; un échangeur de chaleur carburant-huile (1004 ; 1006 ; 1104 ; 1106 ; 1204 ; 1206 ; 1304 ; 1306 ; 1404 ; 1406 ; 1704 ; 1706) disposé pour recevoir le carburant d’un réservoir de carburant (50) à bord de l’aéronef (1) et transférer la chaleur de l’huile au carburant ; une conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) disposé pour renvoyer au moins une partie du carburant qui a traversé l’échangeur de chaleur (1004 ; 1006 ; 1104 ; 1106 ; 1204 ; 1206 ; 1304 ; 1306 ; 1404 ; 1406 ; 1704 ; 1706) vers le réservoir de carburant (50) ; et une vanne modulatrice (1010 ; 1210 ; 1410 ; 1710) destinée à moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) ; dans lequel le procédé comprend la modulation (2101) de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) à l’aide de la vanne modulatrice (1010 ; 1210 ; 1410 ; 1710) de telle sorte qu’un rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est entre 0,48 et 1,88, dans lequel ΔT est un rapport entre une température, en kelvin, du carburant dans le réservoir de carburant (50) et une température, en kelvin, du carburant distribué à la chambre de combustion (16). Procédé (2100) selon la revendication 11, dans lequel la modulation (2101) de l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) à l’aide de la vanne modulatrice (1010 ; 1210 ; 1410 ; 1710) comprend la modulation de l’écoulement de carburant de telle sorte que le rapport entre ΔT en régime de croisière et ΔT au démarrage est : a) entre 0,48 et 1,71 ; b) entre 0,48 et 1,70 et éventuellement si ΔT au démarrage est déterminé pour le démarrage de l’aéronef lorsqu’il est au sol ; c) entre 0,48 et 1,55 et éventuellement si ΔT au démarrage est déterminé pour le démarrage de l’aéronef lorsqu’il est au sol ; d) entre 0,48 et 1,88 et éventuellement si ΔT au démarrage est déterminé pour le démarrage de l’aéronef lorsqu’il est en vol ; ou e) entre 0,48 et 1,71 et éventuellement si ΔT au démarrage est déterminé pour le démarrage de l’aéronef lorsqu’il est en vol. Procédé (2100) selon l’une quelconque des revendications 9 à 12, comprenant le transfert de la chaleur de l’huile au carburant à l’aide de l’échangeur de chaleur carburant-huile (1004 ; 1006 ; 1204 ; 1206 ; 1404 ; 1406 ; 1704 ; 1706) de manière à élever la température de carburant à au moins 120 °C, et de préférence à au moins 140 °C, à l’entrée de la chambre de combustion (16), et éventuellement à élever la température de carburant à entre 120 °C et 180 °C, et de préférence entre 140 °C et 180 °C, à l’entrée de la chambre de combustion (16). Procédé (2100) selon l’une quelconque des revendications 9 à 13, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) comprend en outre : i) un premier capteur de température situé en aval de l’échangeur de chaleur ; et ii) est configuré pour recevoir des informations d’un second capteur de température situé dans le réservoir de carburant ; et éventuellement : a) dans lequel le premier capteur de température est situé dans la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) ; et/ou b) la vanne modulatrice (1010 ; 1210 ; 1410 ; 1710) est disposée pour moduler l’écoulement de carburant le long de la conduite de retour de carburant (1011 ; 1211 ; 1411b ; 1711b) en fonction de données de température du premier capteur de température et du second capteur de température. Procédé (2100) selon l’une quelconque des revendications 9 à 14, dans lequel la température du carburant dans le réservoir de carburant (50) est entre -54 °C et 100 °C, et de préférence entre -54 °C et 65 °C, entre -54 °C et 55 °C ou entre -54 °C et 5 °C.