1 Moteur à turbine à gaz pour un aéronef comprenant : - un cœur de moteur comprenant un compresseur, une chambre de combustion, une turbine, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; - une soufflante comprenant une pluralité d’aubes de soufflante et agencée en amont du cœur de moteur ; - des paliers de turbomachine ; - un réducteur de puissance adapté à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la turbine ; et - un système de gestion de chaleur configuré pour fournir une lubrification et un refroidissement au réducteur et aux paliers de turbomachine, et comprenant un ensemble tuyau adapté à fournir un écoulement de lubrifiant au réducteur et aux paliers de turbomachine, au moins un échangeur de chaleur air-lubrifiant pour dissiper une première quantité de chaleur vers un premier dissipateur thermique, et au moins un échangeur de chaleur carburant-lubrifiant pour dissiper une seconde quantité de chaleur vers un second dissipateur thermique, dans lequel le premier dissipateur thermique est de l’air et le second dissipateur thermique est du carburant ; dans lequel le système de gestion de chaleur est configuré pour fournir la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte que dans des conditions de croisière une proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans l’air se trouve dans la plage allant de 0,35 à 0,80. 2 Moteur à turbine à gaz selon la revendication précédente, dans lequel le système de gestion de chaleur est configuré pour fournir la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte que dans des conditions de croisière la proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans l’air se trouve dans la plage allant de 0,50 à 0,80, plus préférablement dans la plage allant de 0,57 à 0,80. 3 Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le système de gestion de chaleur est configuré pour fournir la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte que dans des conditions de croisière et à une température d’environnement d’ISA +40 °C une proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans l’air se trouve dans la plage allant de 0,65 à 0,80, de préférence dans la plage allant de 0,70 à 0,80 ; et/ou dans lequel le système de gestion de chaleur est configuré pour fournir la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte que dans des conditions de croisière et à une température d’environnement d’ISA +10 °C une proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans l’air se trouve dans la plage allant de 0,45 à 0,70, de préférence dans la plage allant de 0,55 à 0,65. 4 Moteur à turbine à gaz selon lʼune quelconque des revendications précédentes, dans lequel le système de gestion de chaleur est configuré pour fournir la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte que dans des conditions de croisière et à une température dʼenvironnement dans la plage allant d’ISA +10 °C à ISA +40 °C une proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans lʼair se trouve dans la plage allant de 0,58 à 0,75. 5 Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel une première proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans l’air est définie comme 85 %PMD à 85 % d’une vitesse de poussée maximale au décollage d’arbre de cœur, le système de gestion de chaleur étant configuré pour fournir la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte que la première proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans l’air se trouve dans la plage allant de 0,35 à 0,70, de préférence dans la plage allant de 0,45 à 0,70, plus préférablement dans la plage allant de 0,50 à 0,70 ; et facultativement dans lequel le système de gestion de chaleur est configuré pour fournir à une température d’environnement d’ISA +10 °C la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte que la première proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans l’air à 85 % de la vitesse de poussée maximale au décollage d’arbre de cœur se trouve dans la plage allant de 0,35 à 0,65, de préférence dans la plage allant de 0,40 à 0,60, plus préférablement dans la plage allant de 0,45 à 0,55. 6 Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel une seconde proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans l’air est définie comme 0,65PMD à 65 % de la vitesse de poussée maximale au décollage d’arbre de cœur, le système de gestion de chaleur étant configuré pour fournir la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte que la seconde proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans l’air se trouve dans la plage allant de 0,60 à 1, de préférence dans la plage allant de 0,70 à 1, plus préférablement dans la plage allant de 0,75 à 1. 7 Moteur à turbine à gaz selon la revendication précédente, dans lequel le système de gestion de chaleur est configuré pour fournir à une température d’environnement d’ISA +10 °C la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte que la seconde proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans l’air à 0,65 de la vitesse de poussée maximale au décollage d’arbre de cœur se trouve dans la plage allant de 0,80 à 0,92 ; et/ou dans lequel le système de gestion de chaleur est configuré pour fournir à une température dʼenvironnement d’ISA +10 °C la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte quʼun rapport de la première proportion à la seconde proportion se trouve dans la plage allant de 0,45 à 0,65. 8 Moteur à turbine à gaz selon lʼune quelconque des revendications précédentes, dans lequel le système de gestion de chaleur est configuré pour fournir la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte qu’une proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans lʼair est supérieure à A NH + B, et inférieure au plus petit parmi 1 et C NH + D, dans lequel A est égal à -1,15, B est égal ou supérieur à 1,48, C est égal à -1,84, D se trouve dans la plage allant de 2,18 à 2,30, de préférence dans la plage allant de 2,18 à 2,25, plus préférablement dans la plage allant de 2,20 à 2,25 ; et NH est la vitesse d'arbre de cœur exprimée sous forme de proportion de la vitesse de poussée maximale au décollage d’arbre de cœur et se trouve dans la plage allant de 0,65 à 1, de préférence dans la plage allant de 0,65 à 0,85. 9 Moteur à turbine à gaz selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l’arbre a une vitesse de rotation d’arbre dans des conditions de croisière dans la plage allant de 5000 tr/min à 9000 tr/min, de préférence dans la plage allant de 5000 tr/min à 7000 tr/min, plus préférablement dans la plage allant de 5000 tr/min à 6000 tr/min ; et/ou dans lequel la soufflante a une vitesse de rotation de soufflante dans des conditions de croisière dans la plage allant de 1400 tr/min à 2600 tr/min, de préférence dans la plage allant de 1500 tr/min à 2300 tr/min, plus préférablement dans la plage allant de 1600 tr/min à 2000 tr/min. 10 Moteur à turbine à gaz selon lʼune quelconque des revendications précédentes, dans lequel lʼensemble tuyau comprend un premier circuit de lubrifiant adapté à fournir un premier écoulement de lubrifiant et un second circuit de lubrifiant adapté à fournir un second écoulement de lubrifiant, lʼau moins un échangeur de chaleur air-lubrifiant étant agencé dans le premier circuit de lubrifiant et lʼau moins un échangeur de chaleur carburant-lubrifiant étant agencé dans le second circuit de lubrifiant ; et facultativement dans lequel le système de gestion de chaleur comporte en outre un dispositif de modulation adapté à ajuster une distribution d’écoulement de lubrifiant entre le réducteur et les paliers de turbomachine. 11 Moteur à turbine à gaz selon lʼune quelconque des revendications 13 et 14, comprenant au moins deux échangeurs de chaleur air-lubrifiant pour dissiper la première quantité de chaleur vers le premier dissipateur de chaleur, dont au moins un est agencé dans le premier circuit de lubrifiant et au moins un est agencé dans le second circuit de lubrification ; et/ou dans lequel le système de gestion de chaleur comprend un réservoir de lubrifiant en communication fluidique avec, et alimentant un lubrifiant vers, les premier et second circuits de lubrifiant. 12 Procédé de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz pour un aéronef, le procédé comprenant la fourniture d’un moteur à turbine à gaz comprenant : - un cœur de moteur comprenant un compresseur, une chambre de combustion, une turbine, et un arbre de cœur reliant la turbine au compresseur ; - une soufflante comprenant une pluralité d’aubes de soufflante et agencée en amont du cœur de moteur ; - des paliers de turbomachine ; - un réducteur de puissance adapté à entraîner la soufflante à une vitesse de rotation inférieure à la turbine ; et - un système de gestion de chaleur configuré pour fournir une lubrification et un refroidissement au réducteur et aux paliers de turbomachine, et comprenant un ensemble tuyau adapté à fournir un écoulement de lubrifiant au réducteur et aux paliers de turbomachine, au moins un échangeur de chaleur air-lubrifiant pour dissiper une première quantité de chaleur vers un premier dissipateur thermique, et au moins un échangeur de chaleur carburant-lubrifiant pour dissiper une seconde quantité de chaleur vers un second dissipateur thermique, dans lequel le premier dissipateur thermique est de l’air et le second dissipateur thermique est du carburant ; et dans lequel le procédé comprend l’étape consistant à faire fonctionner le système de gestion de chaleur pour fournir la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte que dans des conditions de croisière une proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée vers l’air se trouve dans la plage allant de 0,35 à 0,80, de préférence dans la plage allant de 0,50 à 0,80, plus préférablement dans la plage allant de 0,57 à 0,80. 13 Procédé selon la revendication précédente, comprenant l’étape consistant à faire fonctionner le système de gestion de chaleur pour fournir la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte que dans des conditions de croisière et à une température d’environnement d’ISA +40 °C une proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans l’air se trouve dans la plage allant de 0,65 à 0,80, de préférence dans la plage allant de 0,70 à 0,80 ; et/ou comprenant l’étape consistant à faire fonctionner le système de gestion de chaleur pour fournir la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte que dans des conditions de croisière et à une température d’environnement d’ISA +10 °C une proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans l’air se trouve dans la plage allant de 0,45 à 0,70, de préférence dans la plage allant de 0,55 à 0,65. 14 Procédé selon l’une quelconque des revendications 17 à 19, comprenant l’étape consistant à faire fonctionner le système de gestion de chaleur pour fournir la première quantité de chaleur et la seconde quantité de chaleur de telle sorte que dans des conditions de croisière et à une température d’environnement dans la plage allant d’ISA +10 °C à ISA +40 °C une proportion de chaleur générée par le réducteur et la turbomachine et dissipée dans l’air se trouve dans la plage allant de 0,58 à 0,75.