Procédé (1100) de fonctionnement d’un moteur (10) à turbine à gaz, le moteur (10) à turbine à gaz comprenant : un dispositif combustor (16) à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage pauvre (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404) dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; dans lequel le procédé (1000) comprend le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 10 à 70 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur (10) à turbine à gaz lorsque le moteur (10) fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur (10) à turbine à gaz lorsque le moteur (10) fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor (16) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Procédé (1100) selon la revendication 1, comprenant le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 15 à 65 %, ou de préférence 20 à 60 %, dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur (10) à turbine à gaz lorsque le moteur (10) fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur (10) à turbine à gaz lorsque le moteur (10) fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor (16) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Procédé (1100) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 10 à 19 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant du mélange air-carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Procédé (1100) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 55 à 80 % dans des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Procédé (1100) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 2 à 15 % dans des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de tuyères de pulvérisation de carburant est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Procédé (1100) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’un rapport de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 7 % pour des conditions de fonctionnement données à une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,2:1 à 2,7:1 lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Procédé (1100) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (1101) du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’un rapport d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour les conditions de fonctionnement données à des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à une poussée disponible de 100 % pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,1:1 à 1,4:1 lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. Procédé (1000) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404) est entre 14 et 22 et/ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire est dans la plage de 2,7 à 4, de préférence dans la plage de 3 à 3,6. Procédé (1000) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le dispositif combustor (16) a un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403) et un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique (404), de préférence de 10 à 14 tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403) et de 4 à 8 tuyères de pulvérisation de carburant à flux unique (404). Procédé (1000) selon la revendication 9, dans lequel les tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403) sont agencées en groupes autour de la circonférence du dispositif combustor (16), dans lequel les groupes de tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403) comprennent au moins deux groupes agencés diamétralement opposés l’un à l’autre. Procédé (1000) selon la revendication 10, dans lequel chaque groupe de tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403) comprend 2 à 8 tuyères (403). Procédé (1000) selon l’une quelconque des revendications 9 à 11, dans lequel le dispositif combustor (16) comprend une pluralité d’allumeurs (405) et le ou chaque allumeur (405) est agencé adjacent à une ou plusieurs des tuyères de pulvérisation de carburant duplex (403). Procédé (1000) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le dispositif combustor (16) comprend 1 à 8 allumeurs (405). Procédé (1000) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le carburant fourni au dispositif combustor (16) comprend un % de SAF dans la plage de 50 à 100 %. Moteur (10) à turbine à gaz pour un aéronef, comprenant : un dispositif combustor (16) à brûlage riche, refroidissement rapide, brûlage pauvre (RQL) ayant un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant (403, 404) dans la plage de 14 à 22 ou un nombre de tuyères de pulvérisation de carburant par taille de cœur de moteur unitaire dans la plage de 2 à 6 ; et un dispositif de commande (908) ; dans lequel le dispositif de commande (908) est conçu pour commander le fonctionnement du moteur (10) à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 10 à 70 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur (10) à turbine à gaz lorsque le moteur (10) fonctionne à une poussée disponible de 85 % pour des conditions de fonctionnement données et de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur (10) à turbine à gaz lorsque le moteur (10) fonctionne à une poussée disponible de 30 % pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni au dispositif combustor (16) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile.