Système de propulsion (2) pour un aéronef (1) comprenant un moteur à turbine à gaz (10) et au moins un réservoir de carburant (50, 53) agencé pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz (10), dans lequel le carburant stocké comprend au moins une proportion d’un carburant aviation durable – SAF, ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique PC K , de kérosène, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant : une chambre de combustion (16) ; et une pompe à carburant (108) agencée pour apporter un carburant à la chambre de combustion (16) à un débit d’énergie, C, la pompe à carburant (108) ayant une admission (108a) agencée pour recevoir du carburant de l’au moins un réservoir de carburant (50, 53) et une évacuation (108b) agencée pour délivrer en sortie du carburant à un débit volumétrique de sortie de pompe, Q, une proportion du carburant délivrée en sortie étant fournie à la chambre de combustion (16) et le reste étant remis en circulation, le pourcentage de carburant passant à travers la pompe (108) qui n’est pas fourni à la chambre de combustion (16) étant appelé un pourcentage de déversement, et dans lequel le carburant apporté à la pompe (108) comprend X % de SAF, où X % est dans la plage allant de 5 % à 100 %, avec un quelconque reste de carburant étant du kérosène, et a une densité, ρ F , et un pouvoir calorifique PC F et dans lequel le système de propulsion (2) est agencé de telle sorte que : le rapport de déversement de changement de carburant, R d : est égal à : Système de propulsion (2) selon la revendication 1, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) a une poussée maximale au décollage dans la plage allant de 400 kN à 500 kN, et est agencé de telle sorte que Rd est dans la plage suivante en croisière : où Q est mesuré en litres par seconde, PC en MJ/kg, et ρ en kg par litre. Système de propulsion (2) selon la revendication 1, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) a une poussée maximale au décollage dans la plage allant de 300 kN à 350 kN, et est agencé de telle sorte que Rd est dans la plage suivante en croisière : où Q est mesuré en litres par seconde, PC en MJ/kg, et ρ en kg par litre. Système de propulsion (2) selon la revendication 1, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) est agencé de telle sorte que . Système de propulsion (2) selon la revendication 1, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) est agencé de telle sorte que . Système de propulsion (2) selon la revendication 1, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) est agencé de telle sorte que . Système de propulsion (2) selon la revendication 1, dans lequel Rd varie en fonction d’au moins l’un parmi la température ambiante, l’altitude, et le stade de croisière. Système de propulsion (2) pour un aéronef (1) comprenant un moteur à turbine à gaz (10) et au moins un réservoir de carburant (50, 53) agencé pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz (10), dans lequel le carburant stocké comprend au moins une proportion d’un carburant aviation durable – SAF, ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique PC K , de kérosène, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant : une chambre de combustion (16) ; et une pompe à carburant (108) agencée pour apporter un carburant à la chambre de combustion (16), la pompe à carburant (108) ayant une admission (108a) agencée pour recevoir du carburant de l’au moins un réservoir de carburant (50, 53), le carburant apporté à la pompe (108) comprenant X % de SAF, avec un quelconque reste du carburant étant du kérosène, et une évacuation (108b) agencée pour délivrer en sortie le carburant, une proportion du carburant délivré en sortie étant fournie à la chambre de combustion (16) et le reste étant remis en circulation, le pourcentage de carburant passant à travers la pompe (108) qui n’est pas fourni à la chambre de combustion (16) étant appelé un pourcentage de déversement, et dans lequel le système de propulsion (2) est agencé de telle sorte que : le rapport de déversement de changement de carburant, R d : où X % est d’au moins 30 %, est supérieur ou égal à 1,003. Système de propulsion (2) selon la revendication 8, dans lequel Système de propulsion (2) selon la revendication 8, dans lequel X % est égal à 50 %, et dans lequel le rapport de déversement de changement de carburant est dʼau moins 1,0066. Système de propulsion (2) selon la revendication 8, dans lequel X % est égal à 100 %, de telle sorte que le carburant est du SAF pur, et dans lequel le rapport de déversement de changement de carburant est dʼau moins 1,0138. Système de propulsion (2) selon la revendication 8, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) est agencé de telle sorte que . Système de propulsion (2) selon la revendication 8, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) est agencé de telle sorte que . Système de propulsion (2) selon la revendication 8, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) est agencé de telle sorte que . Procédé (3000) d’opération d’un aéronef (1) comprenant un système de propulsion (2), le système de propulsion (2) comprenant un moteur à turbine à gaz (10), et au moins un réservoir de carburant (50, 53) agencé pour stocker du carburant pour alimenter le moteur à turbine à gaz (10), dans lequel le carburant stocké comprend au moins une proportion de carburant aviation durable – SAF – ayant une densité comprise entre 90 % et 98 % de la densité, ρ K , de kérosène et un pouvoir calorifique compris entre 101 % et 105 % le pouvoir calorifique PC K , de kérosène, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant une pompe à carburant (108) agencée pour apporter un carburant d’au moins un réservoir de carburant (50, 53) à une chambre de combustion (16) du moteur à turbine à gaz (10) à un débit d’énergie, C, la pompe à carburant (108) ayant une admission (108a) agencée pour recevoir du carburant de l’au moins un réservoir de carburant (50, 53) et une évacuation (108b) agencée pour délivrer en sortie du carburant à un débit volumétrique de sortie de pompe, Q, une proportion du carburant délivré en sortie étant fournie à la chambre de combustion (16) et le reste étant remis en circulation, le pourcentage de carburant passant à travers la pompe (108) qui n’est pas fourni à la chambre de combustion (16) étant appelé un pourcentage de déversement, le procédé (3000) comprenant : l’apport (3002) d’un carburant d’au moins un réservoir de carburant (50, 53) vers le moteur à turbine à gaz (10), le carburant apporté au moteur à turbine à gaz (10) comprenant X % de SAF, où X % est dans la plage allant de 5 % à 100 %, avec un quelconque reste du carburant étant du kérosène, et dans lequel le carburant a une densité, ρ F , et un pouvoir calorifique PC F ; et la commande (3004) du système de propulsion (2) de telle sorte que : le rapport de déversement de changement de carburant, R d : est égal à :