1 Procédé (400) de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz (10), le moteur à turbine à gaz (10) ayant un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion (16) dans laquelle du carburant est brûlé, le moteur à turbine à gaz (10) comprenant un échangeur de chaleur carburant-huile (114) agencé pour transférer de la chaleur entre l'huile et le carburant qui est fourni à la chambre de combustion (16), le procédé (400) comprenant le transfert de chaleur (401) de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion (16) de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière. 2 Procédé (400) selon la revendication 1, dans lequel la chambre de combustion (16) comprend une pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124), et éventuellement l'un et/ou l'autre parmi : a) la chambre de combustion (16) comprend entre 18 et 26 buses de pulvérisation de carburant (124), ou de préférence entre 20 et 24 buses de pulvérisation de carburant (124) ; et/ou b) le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être dans la plage de 2 à 7. 3 Procédé (400) selon la revendication 2, dans lequel chaque buse de pulvérisation de carburant (124) comprend une buse de pulvérisation de carburant duplex. 4 Procédé (400) selon la revendication 2 ou selon la revendication 3, dans lequel un premier sous-ensemble (124A) des buses de pulvérisation de carburant (124) sont agencées pour recevoir davantage de carburant qu'un second sous-ensemble (124B) des buses de pulvérisation de carburant (124) en dessous d'un point d'étagement. 5 Procédé (400) selon la revendication 4, dans lequel: a) le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) comprend entre 2 et 6 buses de pulvérisation de carburant (124) ; et/ou ; b) le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) est agencé plus près d'un ou plusieurs allumeurs (126) de la chambre de combustion (16) que le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124). 6 Procédé (400) selon la revendication 4 ou selon la revendication 5, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) comprend une vanne de séparation (112) agencée pour séparer un écoulement de carburant entre des buses de pulvérisation de carburant (124) de la chambre de combustion (16) de telle sorte que des injecteurs pilotes (116A) du premier sous-ensemble (124A) des buses de pulvérisation de carburant (124) reçoivent plus de carburant que des injecteurs pilotes (116B) du second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) en dessous d'un point d'étagement. 7 Procédé (400) selon la revendication 1 ou selon l'une quelconque autre revendication précédente, dans lequel : a) le procédé (400) comprend un transfert de chaleur (401) de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion (16) de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière, ou comprend de préférence un transfert de chaleur (401) pour augmenter la température de carburant à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C, ou plus préférablement à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C, ou même plus préférablement à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière ; et/ou b) le procédé (400) comprend le fonctionnement du moteur à turbine à gaz (10) à l'aide d'un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure, WSD, ou ayant de préférence un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD, ou plus préférablement ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,90 mm WSD, ou même plus préférablement ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,85 mm WSD. 8 Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef, comprenant : un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion (16) dans laquelle du carburant est brûlé ; un échangeur de chaleur carburant-huile (114) agencé pour transférer de la chaleur entre l'huile et le carburant qui est fourni à la chambre de combustion (16) ; et un dispositif de commande (106) configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile (114) pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion (16) de façon à abaisser la viscosité de carburant à 0,58 mm 2 /s ou moins lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière. 9 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 8, dans lequel la chambre de combustion (16) comprend une pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124), et éventuellement l'un et/ou l'autre parmi : a) la chambre de combustion (16) comprend entre 18 et 26 buses de pulvérisation de carburant (124), ou de préférence entre 20 et 24 buses de pulvérisation de carburant (124) ; et/ou b) le nombre de buses de pulvérisation de carburant par taille unitaire de cœur de moteur peut être dans la plage de 2 à 7. 10 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 9, dans lequel chaque buse de pulvérisation de carburant (124) comprend une buse de pulvérisation de carburant duplex. 11 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 9 ou selon la revendication 10, dans lequel un premier sous-ensemble (124A) des buses de pulvérisation de carburant (124) est agencé pour recevoir davantage de carburant qu'un second sous-ensemble (124B) des buses de pulvérisation de carburant (124) en dessous d'un point d'étagement. 12 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 11, dans lequel : a) le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) comprend entre 2 et 6 buses de pulvérisation de carburant (124) ; et/ou b) le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) est agencé plus près d'un ou plusieurs allumeurs (126) de la chambre de combustion (16) que le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124). 13 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 11 ou selon la revendication 12, dans lequel le moteur à turbine à gaz (10) comprend une vanne de séparation (112) agencée pour séparer un écoulement de carburant entre des buses de pulvérisation de carburant (124) de la chambre de combustion (16) de telle sorte que des injecteurs pilotes (116A) du premier sous-ensemble (124A) des buses de pulvérisation de carburant (124) reçoivent plus de carburant que des injecteurs pilotes (116B) du second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) en dessous d'un point d'étagement. 14 Moteur à turbine à gaz (10) selon l'une quelconque des revendications 10 à 13, dans lequel : a) le dispositif de commande (106) est configuré pour commander le fonctionnement de l'échangeur de chaleur carburant-huile (114) pour transférer de la chaleur de l'huile vers le carburant avant que le carburant n'entre dans la chambre de combustion (16) de façon à augmenter la température de carburant à une moyenne d'au moins 135 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière, ou de préférence à une moyenne comprise entre 135 °C et 170 °C, ou plus préférablement à une moyenne comprise entre 135 °C et 160 °C, ou même plus préférablement à une moyenne comprise entre 140 °C et 150 °C lors de l'entrée dans la chambre de combustion (16) aux conditions de croisière ; et/ou b) le moteur à turbine à gaz (10) comprend un système de distribution de carburant conçu pour libérer du carburant à la chambre de combustion (16), le carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure, WSD, ou ayant de préférence un pouvoir lubrifiant compris entre 0,75 mm et 0,90 mm WSD, ou plus préférablement ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,90 mm WSD, ou même plus préférablement ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,80 mm et 0,85 mm WSD. 15 Procédé (200) de fonctionnement d'un moteur à turbine à gaz (10), le moteur à turbine à gaz (10) ayant un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion (16) dans laquelle du carburant est brûlé, le procédé (200) comprenant le fonctionnement du moteur à turbine à gaz (10) à l'aide d'un carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure, WSD. Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef, comprenant : un système de combustion étagé à mélange pauvre ayant une chambre de combustion (16) dans laquelle du carburant est brûlé ; et un système de distribution de carburant conçu pour libérer du carburant à la chambre de combustion (16), le carburant ayant un pouvoir lubrifiant compris entre 0,71 mm et 0,90 mm de diamètre de cicatrice d'usure, WSD.