1 Procédé (600) de fonctionnement d’un moteur à turbine à gaz (10), le moteur à turbine à gaz (10) comprenant : un dispositif combustor (16), comprenant une chambre de combustion (120) et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion (120), dans lequel la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) comprend un premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) et un second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124), dans lequel le dispositif combustor (16) peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) sont alimentées avec plus de carburant que le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124), dans lequel un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) au nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; le procédé (600) comprenant : le fonctionnement (601) du moteur à turbine à gaz (10) de telle sorte qu’une réduction de 20 à 80 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible 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 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. 2 Procédé (600) selon la revendication 1, comprenant le fonctionnement (601) du moteur à turbine à gaz (10) de telle sorte qu’une réduction de 25 à 75 %, ou préférablement de 30 à 70 %, ou plus préférablement de 20 à 50 %, ou encore plus préférablement de 40 à 60 %, dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible 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 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. 3 Procédé (600) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (601) du moteur à turbine à gaz (10) de telle sorte qu’une réduction de 9 à 18 % dans une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible 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 85 % de poussée disponible 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. 4 Procédé (600) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (601) du moteur à turbine à gaz (10) de telle sorte qu’une réduction de 55 à 80 % des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz dans de conditions de ralenti lorsque le moteur fonctionne à 7 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. 5 Procédé (600) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (601) du moteur à turbine à gaz (10) de telle sorte qu’une réduction de 2 à 15 % des particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz dans des conditions de ralenti lorsque le moteur fonctionne à 100 % de poussée disponible pour des conditions de fonctionnement données est obtenue lorsque le carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. 6 Procédé (600) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (601) du moteur à turbine à gaz (10) 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 7 % de poussée disponible 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 100 % de poussée disponible 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 85 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 1:1 à 130:1 ou 500:1 à 7000:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. 7 Procédé (600) selon l’une quelconque revendication précédente, comprenant le fonctionnement (601) du moteur à turbine à gaz (10) 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 100 % de poussée disponible 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 85 % de poussée disponible 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 100 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est dans la plage de 0,4:1 à 1,3:1 lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. 8 Procédé (600) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) au nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:3 à 1:4, ou de préférence dans la plage de 1:3,5 à 1:4. 9 Procédé (600) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) comporte entre 1 et 10 buses de pulvérisation de carburant (124), ou de préférence entre 3 et 5 buses de pulvérisation de carburant (124). 10 Procédé (600) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) comporte entre 10 et 25 buses de pulvérisation de carburant (124), ou de préférence entre 13 et 20 buses de pulvérisation de carburant (124), ou plus préférablement entre 13 et 17 buses de pulvérisation de carburant (124). 11 Procédé (600) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le dispositif combustor (16) comprend un ou plusieurs allumeurs (126). 12 Procédé (600) selon la revendication 11, dans lequel chacun parmi le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) est situé plus près d’un ou plusieurs des allumeurs (126) respectifs que le second sous-ensemble (124B), et/ou dans lequel un ou plusieurs des allumeurs (126) sont agencés diamétralement opposés à un autre un ou plusieurs des allumeurs (126). 13 Procédé (600) selon l’une quelconque revendication précédente, dans lequel le carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) peut comprendre un % de SAF dans la plage de 50 à 100 %. 14 Moteur à turbine à gaz (10) pour un aéronef, comprenant : un dispositif combustor (16), comprenant une chambre de combustion (120) et une pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) conçues pour injecter du carburant dans la chambre de combustion (120), dans lequel la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) comprend un premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) et un second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124), dans lequel le dispositif combustor (16) peut fonctionner dans une condition où le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) sont alimentées avec plus de carburant que le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124), dans lequel un rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) au nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:2 à 1:5 ; et un dispositif de commande (106) ; dans lequel le dispositif de commande (106) est conçu pour commander le fonctionnement du moteur à turbine à gaz de telle sorte qu’une réduction de 20 à 80 % d’une moyenne de particules/kg de nvPM dans l’échappement du moteur à turbine à gaz lorsque le moteur fonctionne à 85 % de poussée disponible 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 30 % de poussée disponible pour les conditions de fonctionnement données est obtenue lorsqu’un carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) est un carburant aviation durable au lieu d’un carburant hydrocarboné d’origine fossile. 15 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 14, dans lequel le rapport du nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) au nombre de buses de pulvérisation de carburant (124) dans le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) est dans la plage de 1:3 à 1:4, ou de préférence dans la plage de 1:3,5 à 1:4. 16 Moteur à turbine à gaz (10) selon la revendication 14 ou la revendication 15, dans lequel le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) comporte entre 1 et 10 buses de pulvérisation de carburant (124), ou de préférence entre 3 et 5 buses de pulvérisation de carburant (124). 17 Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications 14 à 16, dans lequel le second sous-ensemble (124B) de buses de pulvérisation de carburant (124) comporte entre 10 et 25 buses de pulvérisation de carburant (124), ou de préférence entre 13 et 20 buses de pulvérisation de carburant (124), ou plus préférablement entre 13 et 17 buses de pulvérisation de carburant (124). 18 Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications 14 à 17, dans lequel le dispositif combustor (16) comprend un ou plusieurs allumeurs (126). 19 Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications 14 à 18, dans lequel chacun parmi le premier sous-ensemble (124A) de buses de pulvérisation de carburant (124) est situé plus près d’un ou plusieurs des allumeurs (126) respectifs que le second sous-ensemble (124B), et/ou dans lequel un ou plusieurs des allumeurs (126) sont agencés diamétralement opposés à un autre un ou plusieurs des allumeurs (126). 20 Moteur à turbine à gaz (10) selon l’une quelconque des revendications 14 à 19, dans lequel le carburant fourni à la pluralité de buses de pulvérisation de carburant (124) peut comprendre un % de SAF dans la plage de 50 à 100 %.