Brevet FR2976315A1 — publié le 20121214

La présente invention concerne un procédé et un dispositif d'aide à la surveillance d'une turbomachine d'aéronef, en particulier d'un avion de transport. L'invention est relative à la détection et au traitement par procédure des conditions de dilatations thermiques différentielles pouvant entraîner un blocage du rotor ou d'autres dégradations mécaniques sur des moteurs de type turbomachine d'aéronefs, ainsi qu'à l'amélioration des procédures d'extinction et de rallumage de tels moteurs à turbine. On sait que, dans certaines conditions d'utilisation, l'arrêt d'une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur peut entraîner un blocage mécanique de la turbine, dû à une dilatation différentielle entre les éléments du stator et du rotor. Ce phénomène est connu sous la dénomination de « core lock » ou « rotor lock ». Ce blocage entraîne alors l'impossibilité de redémarrer le moteur : en vol, en cas d'extinction soudaine, mais également au sol, en cas d'extinction trop tôt après l'atterrissage où par souci d'économie en carburant, le roulage est parfois effectué avec un nombre réduit de moteurs. Au-delà de l'effet de « core lock », la présente invention présente également un intérêt en matière de protection contre des effets de fatigue thermomécanique. Soumis à des cycles thermiques intenses et fréquents, les pièces métalliques des constituants du moteur subissent, en effet, des sollicitations de type thermomécanique qui peuvent être à l'origine de criques dans la structure métallique des composants du moteur. Les criques initiées au sein des disques de compresseur ou de turbine par exemple, peuvent se propager et entraîner leur rupture. Les vitesses de rotation élevées de ces éléments, ainsi que leur taille importante, peuvent entraîner lors de leur rupture des dégâts importants au système propulsif, à l'aéronef ou à l'environnement, car le niveau d'énergie induite est alors très élevé. Les phases d'extinction du moteur constituent des expositions importantes au phénomène de fatigue thermomécanique, si des précautions de coupure du moteur, consistant à attendre plusieurs minutes avec un moteur maintenu à un régime ralenti avant l'extinction, ne sont pas appliquées. En cas d'arrêt du moteur par extinction soudaine, causée par exemple par une distorsion aérodynamique, une privation temporaire de carburant ou sur une commande de l'équipage, l'air utilisé pour le refroidissement des parties mécaniques de la turbine ne circule plus suffisamment au sein du moteur. Si la vitesse de déplacement de l'aéronef est faible, l'entraînement du moteur en « windmilling » (rotation du moteur sous l'effet de la vitesse de l'air le pénétrant, par un effet de « moulinet ») est trop faible ou inexistant. Les dilatation et contraction différentielles entre le rotor, le stator et le carter de la turbine sont alors telles que ces parties peuvent entrer en contact mécanique et peuvent rendre impossible le redémarrage du moteur en moulinet, ou même avec l'assistance du démarreur. Les dilatation et contraction thermiques différentielles peuvent avoir des effets dans le sens radial et/ou longitudinal. S'il n'y a pas contact et impossibilité de rotation, le redémarrage d'un moteur qui a été coupé sans attendre une durée suffisamment longue au ralenti peut entraîner des vibrations ou des frottements en bout des parties rotatives, engendré par exemple par un phénomène dit de « rotor bow » où l'arbre portant les étages du compresseur et la turbine ainsi que la structure fixe se composant des stators et du carter sont fléchis entre leurs deux extrémités. Un démarrage sous « rotor bow » excessif et un contact des aubes du compresseur peuvent initier des criques dans ces derniers. La présente invention a pour objet de remédier aux inconvénients précités. Elle concerne un procédé qui permet d'apporter une aide à l'équipage d'un aéronef pour surveiller au moins une turbomachine dudit aéronef, en permettant notamment la détection et l'indication de conditions au cours desquelles l'arrêt d'un turboréacteur ou d'un turbopropulseur peut amener au blocage thermomécanique de ce dernier, empêchant son redémarrage, ou, dans un moindre degré, à des difficultés et des possibles endommagements lors du démarrage, si celui-ci est effectué dans une fenêtre de temps particulière après une coupure. A cet effet, selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que l'on réalise, de façon automatique et répétitive, les opérations successives suivantes : a) on mesure sur l'aéronef au moins un paramètre (de préférence une température) relatif à la turbomachine ; b) on détermine, à l'aide du paramètre ainsi mesuré, une valeur illustrant un état thermomécanique de la turbomachine ; c) on compare la valeur ainsi déterminée de l'état thermomécanique à au moins une valeur de seuil ; et d) on prévoit au moins des moyens d'affichage susceptibles de présenter sur un écran de visualisation du poste de pilotage de l'aéronef, en fonction de la comparaison mise en oeuvre à l'étape c), au moins une indication relative au fonctionnement de la turbomachine qui comprend au moins l'une des indications suivantes : - une indication relative à un risque d'endommagement de la turbomachine ; - une indication relative à un risque de blocage de la turbomachine ; et - une indication relative à une procédure opérationnelle. Ainsi, grâce à l'invention, on est en mesure de déterminer et d'afficher sur un écran de visualisation du poste de pilotage de l'aéronef une information relative au fonctionnement de la turbomachine, et plus précisément, comme indiqué ci-dessous, une information relative à un risque d'endommagement de la turbomachine (en cas de coupure de la turbomachine ou en cas de redémarrage de la turbomachine, en fonction de la situation courante) et/ou une information relative à une procédure opérationnelle, permettant d'indiquer au pilote les actions à mettre en oeuvre. Par conséquent, en observant la ou les informations affichées, un membre d'équipage est en mesure d'interpréter rapidement l'état de la turbomachine, ce qui lui permet de prendre les décisions appropriées. De plus, comme les indications sont mises à jour de façon répétitive, il dispose d'informations qui illustrent la situation courante. Dans un premier mode de réalisation préféré, on mesure, comme paramètre, au moins une température (et notamment une température d'éjection des gaz de la turbine), que l'on utilise ensuite à l'étape b) pour déterminer, à l'aide d'une méthode de calcul, une valeur illustrant l'état thermomécanique de la turbomachine. Avantageusement, on détermine ladite méthode de calcul dans une étape préliminaire, en particulier à l'aide de calculs, d'essais et/ou de simulations. Comme température d'éjection des gaz de la turbine, on peut prendre en compte une température EGT («Exhaust Gas Temperature» en anglais) ou une température TGT («Turbine Gas Temperature» en anglais). Dans le cadre de la présente invention, l'état thermomécanique de la turbomachine illustre la dilatation d'au moins un élément de cette dernière (ou la dilation différentielle entre plusieurs éléments) en fonction des conditions thermiques existant à l'intérieur de la turbomachine, une telle dilatation pouvant entraîner des contacts ou frottements non souhaités et éventuellement un blocage mécanique. En outre, dans un mode de réalisation particulier, on surveille le régime courant de la turbomachine, et on met en oeuvre les étapes b) à d) dès que ledit régime courant est supérieur à un régime au ralenti. Par ailleurs, avantageusement, à l'étape c), on peut comparer ladite valeur de l'état thermomécanique à une pluralité de valeurs de seuil différentes, et les indications affichées dépendent du résultat de l'ensemble de ces comparaisons. La présente invention peut être appliquée aussi bien à un aéronef qui se trouve au sol (par exemple lors d'un roulage sur un aéroport ou lors d'un essai moteur en maintenance) qu'à un aéronef en vol. Elle a pour objet de fournir des indications cockpit à l'équipage. En fonction de la phase opérationnelle de l'aéronef (au sol ou en vol), des indications différentes sont proposées, comme précisé ci-après. Dans un premier mode de mise en oeuvre, pour un aéronef se trouvant dans une phase au sol avec une turbomachine en fonctionnement, on présente, avantageusement, à l'étape d), une indication qui indique le risque encouru en cas de coupure de la turbomachine (en fonction de l'état thermomécanique calculé). Dans ce cas, si une coupure (volontaire ou non) de la turbomachine survient, on présente une indication qui fournit des informations relatives à un éventuel redémarrage de la turbomachine. En particulier, cette indication peut comprendre, de façon avantageuse, une durée d'attente minimale conseillée avant un redémarrage. Ainsi, pour une application au sol, on prévoit d'implémenter un indicateur au sein du poste de pilotage permettant d'indiquer à l'équipage le risque encouru en cas de coupure du moteur. Cet indicateur est affiché au sol et permet de gérer l'extinction des moteurs de l'aéronef dans des conditions permettant d'éviter des contraintes mécaniques. En particulier, lors de la phase de roulage, l'extinction des moteurs peu de temps après la fin du vol nécessite des précautions en termes de procédure, compte tenu de l'état thermomécanique encore élevé du moteur à cet instant. Dans cette application, la présente invention permet à un pilote d'optimiser l'utilisation des moteurs au sol en phase de roulage en procédant à une extinction d'une ou de plusieurs turbomachines sans entraîner de dommages. Il en résulte : - une optimisation de la consommation de carburant dans cette phase et donc une réduction du coût ; et - une diminution des contraintes thermomécaniques sur les éléments constitutifs de la turbomachine, qui entraîne un allongement de la durée de vie des disques de turbine ou de compresseur et permet de bénéficier de l'avantage économique associé. Par ailleurs, dans un second mode de mise en oeuvre, pour un aéronef se trouvant dans une phase de vol, pour lequel vient de survenir une coupure (volontaire ou non) de la turbomachine surveillée, on présente avantageusement, à l'étape d), une indication qui fournit des informations relatives à un éventuel redémarrage de cette turbomachine. De préférence, ladite indication comprend une vitesse optimale de l'aéronef pour redémarrer la turbomachine en moulinet. Ainsi, pour une application à une phase de vol, on prévoit d'implémenter un indicateur au sein du poste de pilotage permettant d'indiquer, en cas d'extinction volontaire ou involontaire de la turbomachine, la procédure de pilotage opérationnelle à suivre afin de permettre un redémarrage dans des conditions optimales. La présente invention concerne également un dispositif automatique d'aide à la surveillance d'au moins une turbomachine d'aéronef, comprenant au moins une turbine. Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte : - des premiers moyens pour mesurer sur l'aéronef au moins un paramètre (et notamment une température) relatif à la turbomachine ; - des deuxièmes moyens pour déterminer, à l'aide du paramètre ainsi mesuré, une valeur illustrant un état thermomécanique de la turbomachine ; - des troisièmes moyens pour comparer la valeur ainsi déterminée de l'état thermomécanique à au moins une valeur de seuil ; et - des moyens d'affichage susceptibles de présenter sur un écran de visualisation du poste de pilotage de l'aéronef, en fonction de la comparaison mise en oeuvre par lesdits troisièmes moyens, une indication relative au fonctionnement de la turbomachine qui comprend au moins l'une des indications suivantes : - une indication relative à un risque d'endommagement de la turbomachine ; - une indication relative à un risque de blocage de la turbomachine ; et - une indication relative à une procédure opérationnelle. Dans le cadre de la présente invention, lesdits deuxièmes et troisièmes moyens peuvent faire partie : - d'un calculateur de contrôle de la turbomachine, par exemple un système de régulation électronique numérique à pleine autorité de type FADEC (« Full- Authority Digital Engine Control » en anglais) ; ou - d'un calculateur de l'aéronef, qui reçoit des paramètres moteur via des communications avioniques de bord. La présente invention concerne également : - un système d'aéronef pour un aéronef pourvu d'une pluralité de turbomachines, qui comprend une pluralité de dispositifs de surveillance tels que celui précisé ; et - un aéronef, en particulier un avion de transport, qui est pourvu d'un tel système et/ou d'un tel dispositif. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 est le schéma synoptique d'un dispositif d'aide à la surveillance conforme à l'invention. Les figures 2 et 3 sont deux graphiques permettant d'expliquer les caractéristiques de la présente invention, pour deux modes de mise en oeuvre différents. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est destiné à aider l'équipage d'un aéronef (non représenté), en particulier d'un avion de transport civil, à surveiller au moins une turbomachine telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur dudit aéronef qui fait partie d'un système propulsif de ce dernier. Pour ce faire, ledit dispositif 1 qui est automatique et embarqué sur l'aéronef comporte, selon l'invention : - des moyens 2 pour mesurer, de façon usuelle, sur l'aéronef, au moins la valeur courante d'un paramètre relatif à la turbomachine, précisé ci-dessous ; - des moyens 3 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 4 auxdits moyens 2 et qui sont formés de manière à déterminer, à l'aide au moins de la valeur courante ainsi mesurée, une valeur illustrant un état thermomécanique de la turbomachine ; - des moyens 5 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 6 auxdits moyens 3 et qui sont formés de manière à comparer la valeur déterminée (par ces derniers) de l'état thermomécanique à au moins une valeur de seuil prédéterminée, par exemple la valeur S3 de la figure 3 ; et - des moyens 7 qui sont reliés par l'intermédiaire d'une liaison 8 auxdits moyens 5 et qui sont formés de manière à présenter, sur au moins un écran de visualisation 9 (ou une partie d'écran) du poste de pilotage de l'aéronef, en fonction de la comparaison mise en oeuvre par les moyens 5, une indication relative au fonctionnement de la turbomachine. Selon l'invention, cette indication relative au fonctionnement de la turbomachine comprend, comme précisé ci-après, au moins l'une des indications suivantes : - une indication relative à un risque d'endommagement de la turbomachine ; - une indication relative à un risque de blocage de la turbomachine ; et - une indication relative à une procédure opérationnelle. Ces indications peuvent être présentées sur l'écran de visualisation 9 sous forme de texte et/ou sous forme symboles de différentes couleurs et/ou de différents types. De préférence, lesdits moyens 2 mesurent, comme paramètre, au moins une température, et notamment une température d'éjection des gaz de la turbine, telle que la température EGT («Exhaust Gas Temperature» en anglais) ou la température TGT («Turbine Gas Temperature» en anglais). Ils peuvent toutefois mesurer tout type de paramètre permettant de déterminer l'état thermomécanique de la turbomachine. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, les moyens 5 comparent la valeur courante de l'état thermomécanique à une pluralité de valeurs de seuil différentes S2 et S3, comme représenté par exemple sur la figure 2, et les indications affichées sur l'écran 9 dépendent de la position de cette valeur courante par rapport à ces valeurs de seuil S2 et S3. Ainsi, le dispositif 1 conforme à l'invention est en mesure de déterminer et d'afficher sur un écran de visualisation 9 du poste de pilotage de l'aéronef une information relative au fonctionnement de la turbomachine, et plus précisément, comme indiqué ci-dessous, une information relative à un risque d'endommagement de la turbomachine (en cas de coupure de la turbomachine ou en cas de redémarrage de la turbomachine, en fonction de la situation courante) et/ou une information relative à une procédure opérationnelle, permettant d'aider le pilote. Par conséquent, en observant la ou les informations affichées sur l'écran 9, un membre d'équipage est en mesure d'interpréter rapidement l'état de la turbomachine, ce qui lui permet de prendre les décisions appropriées. De plus, les indications sont mises à jour de façon répétitive de sorte qu'il dispose d'informations qui illustrent la situation courante. La présente invention peut être appliquée aussi bien à un aéronef qui se trouve au sol (par exemple lors d'un roulage sur un aéroport ou d'un essai moteur en maintenance) qu'à un aéronef en vol. Bien entendu, en fonction de la phase opérationnelle de l'avion (au sol ou en vol), des indications différentes sont affichées. Les moyens 3 déterminent donc une valeur illustrant l'état thermomécanique ET de la turbomachine. Dans le cadre de la présente invention, l'état thermomécanique ET d'une turbomachine illustre la dilatation d'au moins un élément de cette dernière en fonction des conditions thermiques au sein de la turbomachine, et plus particulièrement la dilation différentielle entre plusieurs éléments pouvant entraîner des contacts non souhaités et éventuellement un blocage. Les éléments pris en compte sont tous ceux qui peuvent être à l'origine des phénomènes précédents, et plus particulièrement la turbine, mais également le compresseur ou d'autres constituants. Pour ce faire, lesdits moyens 3 utilisent donc les valeurs mesurées du ou des paramètres utilisés et mettent en oeuvre une méthode de calcul, via des tables et/ou des calculs. Cette méthode de calcul est prédéterminée, en particulier à l'aide de calculs, d'essais et/ou de simulations. En particulier, pour définir cette méthode de calcul, on peut réaliser une expérimentation sur banc d'essais, qui permet de caractériser la réponse thermomécanique de la turbine, en fonction des différents régimes testés et notamment en fonction de la température d'éjection des gaz. Il est possible au cours de ces essais d'effectuer une mesure des dilatations en extrémité de pale de la turbine, ou encore de mesurer la variation des jeux axiaux entre les stators et rotors des turbines ou des compresseurs. La méthode de calcul peut être basée par exemple sur des tables de données issues de ces mesures sur un banc d'essais, où peuvent être caractérisés les éléments suivants : - un temps de montée en état thermomécanique ; - un temps de descente d'un état thermomécanique élevé à un état thermique suffisamment faible pour assurer des jeux suffisants et éviter un blocage par dilatation différentielle lors de la coupure du moteur. La méthode de calcul peut également utiliser des techniques de calcul, tels que des moyens de filtrage en fonction de la température EGT par exemple. L'évolution de l'état thermomécanique ET de la turbine en fonction de la température T, en l'occurrence la température EGT, au cours du temps t est illustrée sur les figures 2 et 3. L'état thermomécanique ET pour prévenir les blocages différentiels est réduit de manière satisfaisante lorsque la turbomachine est maintenu au ralenti pendant un durée TR suffisamment longue avant l'extinction de la turbomachine, comme précisé ci-dessous. Dans un mode de réalisation préféré, lesdits moyens 3 et 4 font partie d'une unité de traitement d'informations 10 qui peut être intégrée : - dans un calculateur usuel de contrôle de la turbomachine, par exemple un système de régulation électronique numérique à pleine autorité de type FADEC (« Full-Authority Digital Engine Control » en anglais) ; ou - dans un calculateur usuel de l'aéronef, qui reçoit des paramètres moteur via des communications avioniques de bord. Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif 1 comporte, de plus, des moyens de déclenchement 11 qui sont par exemple reliés par une liaison 12 à l'unité de traitement 10. Ces moyens de déclenchement 11 surveillent le régime courant de la turbomachine, et déclenchent la surveillance mise en oeuvre par le dispositif 1 (et notamment le calcul du paramètre d'état thermomécanique ET) dès que le régime courant est au-dessus du régime au ralenti. Un premier mode de mise en oeuvre de l'invention est appliqué à un aéronef se trouvant dans une phase au sol. Dans ce cas, lorsque la turbomachine surveillée est en fonctionnement, le dispositif 1 présente sur l'écran 9 une indication qui indique le risque encouru en cas de coupure de la turbomachine (en fonction de l'état thermomécanique courant calculé). De plus, dans ce cas, si une coupure (volontaire ou non) de la turbomachine survient, le dispositif 1 présente sur l'écran 9 une indication qui fournit des informations relatives à un éventuel redémarrage de la turbomachine. En particulier, cette indication peut comprendre une durée d'attente minimale conseillée avant un redémarrage. De préférence, l'écran 9 est un écran usuel qui affiche des paramètres primaires de contrôle des moteurs de l'aéronef. Ainsi, pour une application au sol, on prévoit un indicateur au sein du poste de pilotage qui permet d'indiquer à l'équipage le risque encouru en cas de coupure du moteur. Cet indicateur permet de gérer l'extinction des moteurs de l'aéronef dans des conditions permettant d'éviter les contraintes mécaniques précitées. En particulier, lors de la phase de roulage, l'extinction des moteurs peu de temps après la fin du vol nécessite des précautions en termes de procédure, compte tenu de l'état thermomécanique encore élevé du moteur à cet instant. Cet indicateur peut présenter un nombre d'états quelconque, en fonction de la précision des traitements mis en place. Dans le mode de réalisation décrit ci-après en référence à la figure 2, les moyens 5 comparent la valeur courante ETc (déterminée par les moyens 3) de l'état thermomécanique ET à deux valeurs de seuil différentes S1 et S2, et les indications affichées dépendent du résultat de l'ensemble de ces comparaisons. Dans ce cas, la turbomachine peut présenter l'un des trois états thermomécaniques P1, P2 et P3 suivants : - élevé (P1), lorsque la valeur courante ETc est supérieure ou égale à la plus grande valeur de seuil S1 ; - intermédiaire (P2), lorsque la valeur courante ETc est comprise entre les deux valeurs de seuil S1 et S2 ; et - faible (P3), lorsque la valeur courante ETc est inférieure ou égale à la plus petite valeur de seuil S2. Lorsque les moyens 5 déduisent que l'état thermomécanique de la turbine est élevé, l'indication 11 présentée sur l'écran de visualisation 9 indique (sous forme de texte, en particulier abrégé, et/ou sous forme de symbole) que la coupure de la turbomachine surveillée est à éviter si possible. Une telle coupure expose, en effet, à un risque de blocage mécanique de la turbine. Il est alors interdit par procédure opérationnelle de couper la turbomachine, sauf en cas d'urgence, car des dommages importants peuvent être causés. On notera que le manuel de bord se réfère à cette indication et présente les risques éventuels en cas d'extinction. Dans ce cas, l'indicateur 11 est affiché, de préférence, en couleur rouge ou une autre couleur signalant un danger potentiel, pour bien signifier que la coupure du moteur expose à un risque de blocage mécanique du système propulsif. Dans le cas d'une coupure au sol effectuée dans un état thermomécanique élevé (critique pour l'intégrité du moteur), il est proposé d'afficher sur l'écran de visualisation 9 un message approprié par exemple du type : « HOT ENG SHUTDOWN, RESTART ENG AND OPERATE AT IDLE », à savoir « moteur chaud coupé, redémarrer le moteur et faire fonctionner au ralenti ». En outre, les moyens 5 peuvent déduire que la turbomachine est dans un état thermomécanique intermédiaire, pour lequel l'extinction peut entraîner des difficultés lors d'un redémarrage ultérieur. Lorsque l'état thermomécanique de la turbine est intermédiaire, une indication 12 présentée sur l'écran de visualisation 9 (sous forme de texte, en particulier abrégé, et/ou sous forme de symbole) permet d'attirer l'attention de l'équipage sur le fait que l'extinction du moteur présente des risques. Le moteur est encore chaud et la coupure est à éviter si possible. L'arrêt du moteur dans ces conditions peut entraîner des dommages lors d'un redémarrage ultérieur, en raison de vibrations élevées dues aux dilatations thermiques différentielles et/ou de contacts en extrémité d'aube de turbine. Le manuel de bord indique le temps au bout duquel il est possible de redémarrer le moteur sans s'exposer à ces risques. Lorsque l'état thermomécanique de la turbine est intermédiaire, l'indicateur 12 est affiché, de préférence, en couleur ambre. Dans le cas d'une coupure au sol effectuée dans un état thermomécanique intermédiaire, un message approprié peut éventuellement compléter l'indicateur d'état et indiquer le délai avant de procéder à un démarrage ultérieur, par exemple du type : « HOT ENG SHUTDOWN, NO RE-START BEFORE X MIN », à savoir «moteur chaud coupé, ne pas redémarrer le moteur avant X minutes». L'étendue du temps (X minutes) sera déterminée par les essais moteur. Le message comprendra cette information et le manuel de bord indiquera le temps (X minutes) au bout duquel il est possible de redémarrer le moteur sans s'exposer à ces risques, ou bien quelle instruction opérationnelle il faudra suivre pour éviter des dommages. En outre, les moyens 5 peuvent déduire que l'état thermomécanique de la turbine est faible et permet une extinction du moteur sans risque de blocage mécanique ou détérioration dû à l'état thermomécanique. L'indicateur correspondant 13 est présentée sur l'écran de visualisation 9, de préférence en couleur verte. L'équipage peut alors procéder à l'extinction du moteur sans crainte de dommages thermiques. Par conséquent, au sol, une indication visuelle 11, 12, 13 de l'état thermomécanique est fournie à l'équipage afin d'optimiser la procédure d'extinction moteur, dans le but d'éviter l'exposition au phénomène dit de « core Iock », ou aux contraintes de fatigue mécanique d'origine thermique. Cet indicateur peut également être complété par des messages textuels indiquant la procédure à suivre pour procéder au redémarrage du moteur. Dans cette application, la présente invention permet à un pilote d'optimiser l'utilisation des turbomachines au sol en phase de roulage en procédant à une extinction d'une ou de plusieurs turbomachines sans entraîner de dommages. II en résulte : - une optimisation de la consommation de carburant dans cette phase et donc une réduction du coût ; et - une diminution des contraintes thermomécaniques sur les éléments constitutifs de la turbomachine, qui entraîne un allongement de la durée de vie des disques de turbine ou de compresseur et permet de bénéficier de l'avantage économique associé. Par ailleurs, un second mode de mise en oeuvre de l'invention est appliqué à un aéronef se trouvant dans une phase de vol. Dans ce cas, si une coupure (volontaire ou non) de la turbomachine survient, le dispositif 1 affiche sur l'écran de visualisation 9 une indication 14, 15 qui donne des informations sur la procédure de pilotage opérationnelle à suivre afin de permettre un redémarrage du moteur dans des conditions optimales. Si nécessaire, une telle indication peut également indiquer une vitesse optimale de l'aéronef pour redémarrer la turbomachine en moulinet. Dans le mode de réalisation décrit ci-après (à titre d'exemple) en référence à la figure 3, les moyens 5 comparent la valeur courante ETc (déterminée par les moyens 3) de l'état thermomécanique ET à une unique valeur de seuil S3, et les indications 14 et 15 affichées sur l'écran de visualisation 9 dépendent du résultat de cette comparaison. Dans ce cas, la turbomachine peut présenter l'un des deux états thermomécaniques P4 et P5 suivants : - critique (P4), lorsque la valeur courante ETc est supérieure ou égale à la valeur de seuil S3 ; et - faible (P5), lorsque la valeur courante ETc est inférieure à ladite valeur de seuil S3 de manière à autoriser un redémarrage immédiat du moteur. En vol, dans le cas d'une coupure effectuée dans un état thermomécanique critique pour l'intégrité du moteur, il est proposé d'afficher un message approprié sur l'écran de visualisation 9 par exemple du type : « HOT ENG SHUTDOWN, MANDATORY MAINTAIN SPEED FOR RELIGHT : Y kt » , à savoir « moteur chaud coupé, vitesse réglementaire de redémarrage : Y noeuds ». La vitesse indiquée (Y kt) représente la vitesse optimale de redémarrage du moteur en moulinet. Le fait de forcer à atteindre cette vitesse, en entraînant le moteur en rotation, permet d'une part de limiter le temps entre la coupure et la tentative de redémarrage dans des conditions favorables à celle-ci après coupure en altitude de croisière, et d'autre part, d'établir un flux d'air suffisant au sein du moteur. Ce flux d'air permet de maintenir les rotors en rotation et de refroidir les parties chaudes et donc dilatées du moteur, en diminuant le volume de ces pièces, ce qui permet d'augmenter les chances de redémarrage en éliminant le risque de grippage mécanique dû à la dilatation et à la contraction différentielle des pièces mécaniques. Par conséquent, en permettant d'éviter des conditions imposant des contraintes thermomécaniques élevées, le dispositif 1 engendre une augmentation de la durée de vie des constituants mécaniques du moteur et présente un avantage économique et opérationnel pour les opérateurs. Plus particulièrement : N au sol, l'application des procédures associées à l'invention permet de prévenir les phénomènes de contact en extrémité de pale de turbine ou les phénomènes vibratoires de balourd qui interviennent lorsque le moteur a été éteint dans un état trop chaud, en repoussant le redémarrage ultérieur. Le dispositif 1 permet en outre, associé à des procédures opérationnelles adaptées, d'optimiser la procédure d'extinction afin d'effectuer le roulage sur un nombre réduit de moteurs, cette procédure étant recherchée par les opérateurs à des fins d'économie de carburant ; et B/ en vol, le dispositif 1 peut être utilisé afin d'indiquer à l'équipage la procédure opérationnelle qui permettra de procéder au redémarrage du moteur dans les meilleures conditions, en évitant le cas d'un blocage thermomécanique de type « core-lock ». Bien entendu, la présente invention est formée de manière à surveiller, de préférence, l'ensemble des turbomachines de l'aéronef. Pour ce faire, soit le dispositif de surveillance 1 est formé de manière à mettre en oeuvre les procédures précédentes pour l'ensemble des turbomachines, les moyens d'affichage 7 pouvant alors comporter un seul écran pour afficher l'ensemble des indications ou un écran par turbomachine, soit on prévoit un système qui comprend une pluralité de dispositifs de surveillance 1 dont chacun est dédié à une turbomachine. REVENDICATIONS1. Procédé d'aide à la surveillance d'au moins une turbomachine d'aéronef, comprenant au moins une turbine, caractérisé en ce que l'on réalise, de façon automatique et répétitive, les opérations successives suivantes : a) on mesure sur l'aéronef au moins un paramètre relatif à la turbomachine ; b) on détermine, à l'aide du paramètre ainsi mesuré, une valeur illustrant un état thermomécanique de la turbomachine ; c) on compare la valeur ainsi déterminée de l'état thermomécanique à au moins une valeur de seuil (Si à S3); et d) on prévoit au moins des moyens d'affichage (7) susceptibles de présenter sur un écran de visualisation (9) du poste de pilotage de l'aéronef, en fonction de la comparaison mise en oeuvre à l'étape c), au moins une indication (I1 à 15) relative au fonctionnement de la turbomachine qui comprend au moins l'une des indications suivantes : - une indication relative à un risque d'endommagement de la turbomachine ; - une indication relative à un risque de blocage de la turbomachine ; et - une indication relative à une procédure opérationnelle. 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'à l'étape a), on mesure, comme paramètre, au moins une température relative à la turbomachine, que l'on utilise à l'étape b) pour déterminer, à l'aide d'une méthode de calcul, une valeur illustrant l'état thermomécanique de ladite turbomachine. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce que l'on détermine ladite méthode de calcul dans une étape préliminaire. 4. Procédé selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l'on surveille le régime courant de la turbomachine, et en ce que l'on met en oeuvre les étapes b) à d) dès que ledit régime courant est supérieur à un régime au ralenti. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'à l'étape c), on compare la valeur de l'état thermomécanique à une pluralité de valeurs de seuil différentes (Si, S2). 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, pour un aéronef se trouvant dans une phase au sol, la turbomachine étant en fonctionnement, caractérisé en ce qu'à l'étape d), on présente une indication qui indique le risque encouru en cas de coupure de la turbomachine. 7. Procédé selon la revendication 6, pour un aéronef dans une phase au sol, pour lequel vient de survenir une coupure de la turbomachine, caractérisé en ce qu'à l'étape d), on présente une indication qui fournit des informations relatives à un éventuel redémarrage de la turbomachine. 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que ladite indication comprend une durée d'attente minimale conseillée avant un redémarrage de la turbomachine. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, pour un aéronef se trouvant dans une phase de vol, pour lequel vient de survenir une coupure de la turbomachine, caractérisé en ce qu'à l'étape d), on présente une indication qui fournit des informations relatives à un éventuel redémarrage de la turbomachine. 10. Procédé selon la revendication 9, caractérisé en ce que ladite indication comprend une vitesse optimale de l'aéronef pour redémarrer la turbomachine en moulinet. 11. Dispositif d'aide à la surveillance automatique d'au moins une turbomachine d'aéronef, comprenant au moins une turbine, caractérisé en ce qu'il comporte : - des premiers moyens (2) pour mesurer sur l'aéronef au moins un paramètre relatif à la turbomachine ; - des deuxièmes moyens (3) pour déterminer, à l'aide du paramètre ainsi mesuré, une valeur illustrant un état thermomécanique de la turbomachine ; - des troisièmes moyens (5) pour comparer la valeur ainsi déterminée de l'état thermomécanique à au moins une valeur de seuil (Si à S3) ; et - des moyens d'affichage (7) susceptibles de présenter sur un écran de visualisation (9) du poste de pilotage de l'aéronef, en fonction de la comparaison mise en oeuvre par lesdits troisièmes moyens (5), au moins une indication (I1 à 15) relative au fonctionnement de la turbomachine qui comprend au moins l'une des indications suivantes : - une indication relative à un risque d'endommagement de la turbomachine ; - une indication relative à un risque de blocage de la turbomachine ; et - une indication relative à une procédure opérationnelle. 12. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce que lesdits deuxièmes et troisièmes moyens (3, 5) font partie d'un calculateur de contrôle de la turbomachine. 13. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce que lesdits deuxièmes et troisièmes moyens (3, 5) font partie d'un calculateur de l'aéronef. 14. Système d'aéronef pour un aéronef pourvu d'une pluralité de turbomachines, caractérisé en ce qu'il comporte une pluralité de dispositifs (1) tels que celui spécifié sous l'une des revendications 11 à 13, dont chacun est associé à l'une desdites turbomachines. 15. Aéronef , caractérisé en ce qu'il comporte au moins un dispositif (1) tel que celui spécifié sous l'une des revendications 11 à 13.