Brevet FR3062881A1 — publié le 20180817

PROCÉDÉ ET SYSTÈME DE COMMANDE D'UN DISPOSITIF D'URGENCE 1. Domaine technique de l'invention L'invention concerne un procédé et un système de commande d'un dispositif d'urgence. En particulier, l'invention concerne un procédé et un système de commande d'un dispositif d'urgence d'un hélicoptère, ledit dispositif d'urgence permettant de fournir un complément de puissance propulsive d'urgence à l'hélicoptère. 2. Arrière-plan technologique Les hélicoptères sont des aéronefs équipés d'un rotor entrainé en rotation par au moins un turbomoteur via une boîte de transmission principale (BTP). La sustentation d'un hélicoptère est liée à la rotation du rotor, généralement à une vitesse prédéfinie quasi constante dite vitesse nominale (généralement exprimée en tours par minute). Lorsque le pilote de l'hélicoptère souhaite un surplus de puissance du turbomoteur, le turbomoteur peut de manière exceptionnelle autoriser un régime transitoire appelé régime PMT20s (pour Puissance Max Transitoire 20s) qui est autorisé pendant 20s sur un hélicoptère monomoteur. Ce régime transitoire est situé quelques pourcents au-dessus de la puissance maximale de décollage (appelée PMD5min). Or, lors de certaines situations de vol, la vitesse de rotation du rotor peut varier brutalement (par exemple en cas de dégradation des conditions aérologiques : rafale de vent, inversion de température, etc.), le pilote d'un hélicoptère peut être amené à exécuter des actions particulières (par exemple un évitement d'obstacle) ou une charge à transporter peut avoir une masse plus importante qu'estimée. Dans certaines de ces situations, le régime PMT2Os peut ne pas être suffisant en niveau. En outre, en cas d'arrêt en vol commandé ou non commandé du turbomoteur, un complément de puissance propulsive d'urgence peut s'avérer nécessaire en cas de baisse importante de la vitesse de rotation du rotor de l'hélicoptère. Pour ce faire, une solution trouvée a été de mettre en place des dispositifs de complément de puissance propulsive d'urgence de façon instantanée en cas de baisse importante de la vitesse de rotation du rotor de l'hélicoptère. Par exemple, les dispositifs d'urgence peuvent comprendre un générateur de gaz permettant de produire un gaz pouvant entrainer les turbines d'un turbomoteur de l'hélicoptère et ainsi 3062881 2 d'augmenter ponctuellement la puissance disponible. Un mode de réalisation de ces dispositifs d'urgence est par exemple décrit dans la demande FR3019588 Al du demandeur. Toutefois, ces dispositifs d'urgence, comme la plupart des équipements 5 équipant les aéronefs, sont soumis à des contraintes de sécurité strictes. En particulier, ces dispositifs d'urgence doivent être activés uniquement quand ils sont nécessaires (pas de déclenchement intempestif). Les inventeurs ont donc cherché une solution pour permettre une commande fiable et simple de ces dispositifs d'urgence. 3. Objectifs de l'invention 10 L'invention vise à pallier au moins certains des inconvénients des dispositifs d'urgence connus. En particulier, l'invention vise à fournir, dans au moins un mode de réalisation de l'invention, un procédé et un système de commande d'un dispositif d'urgence. L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation, un 15 procédé et un système de commande tolérante aux situations opérationnelles pouvant conduire à des déclenchements intempestifs du dispositif d'urgence. L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation, un procédé et un système de commande pouvant être intégré à un hélicoptère existant. L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation de 20 l'invention, un système de commande simple, comprenant un minimum de composants. L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation, un système de commande avec une maintenance aisée. L'invention vise aussi à fournir, dans au moins un mode de réalisation, un procédé et un système de commande compatibles avec des versions de turbomoteurs 25 avec ou sans système de régulation du moteur de type FADEC (pour Full Authority Digital Engine Control en anglais). 4. Exposé de l'invention Pour ce faire, l'invention concerne un procédé de commande d'un dispositif d'urgence d'un hélicoptère, ledit hélicoptère comprenant un rotor adapté pour être mis 30 en rotation, ledit dispositif d'urgence étant adapté pour fournir un complément de puissance propulsive d'urgence à l'hélicoptère, 3062881 3 ledit procédé comprenant les étapes suivantes : une étape de mesure de la vitesse de rotation du rotor de l'hélicoptère, une étape de calcul de la dérivée de la vitesse de rotation mesurée, une étape de vérification en continu des conditions suivantes : 5 la vitesse de rotation du rotor est supérieure à une valeur prédéterminée, dite vitesse d'armement, la dérivée de la vitesse de rotation est inférieure à une valeur prédéterminée, dite dérivée d'armement, une étape d'activation du dispositif d'urgence si les conditions vérifiées 10 sont validées. Un procédé de commande selon l'invention permet donc de commander un dispositif d'urgence en appliquant certaines restrictions de sécurité permettant d'empêcher des déclenchements intempestifs dans des situations où l'activation du 15 dispositif d'urgence n'est pas souhaitée. Le fait que la vitesse du rotor soit mesurée et non celle du moteur permet de commander le dispositif d'urgence selon une valeur ayant un lien important avec la portance de l'hélicoptère. En particulier, la vitesse de rotation du moteur n'est pas liée à la portance de l'hélicoptère, notamment lorsque celui-ci est éteint et que l'hélicoptère est en autorotation. Le procédé de commande 20 permet de déclencher le dispositif d'urgence sans nécessiter d'action du pilote. En effet, dans certaines situations, le délai de réaction du pilote, même si celui-ci est rapide, serait trop important et risquerait d'entrainer le décrochage de l'hélicoptère. En particulier, le procédé d'urgence vérifie les conditions précitées pour empêcher un déclenchement du dispositif d'urgence au sol : la mesure de la vitesse et la 25 comparaison à une vitesse d'armement permet d'éviter de déclencher le dispositif d'urgence à l'arrêt, le rotor pouvant tourner à faible vitesse au sol du fait du vent par exemple. Le fait que le dispositif d'urgence ne se déclenche pas à faible vitesse du rotor (en dessous de la vitesse d'armement) n'a pas d'impact en vol car si la vitesse du rotor est trop faible, un déclenchement du dispositif d'urgence ne pourra de toute façon pas 30 rétablir la vitesse du rotor nécessaire pour retrouver une portance. La vitesse d'armement est comprise entre 50% à 70% de la vitesse VNR'm 3062881 4 nominale du rotor. Dans tous les cas, la vitesse d'armement est inférieure à la vitesse de décrochage de l'hélicoptère, en dessous de laquelle l'hélicoptère est en décrochage du fait de la perte de portance de l'hélicoptère, et qui dépend du type d'hélicoptère et du rotor (notamment de ses pales). 5 La mesure de la dérivée de la vitesse de rotation du rotor et la comparaison à une dérivée d'armement permet d'éviter de déclencher le dispositif d'urgence lorsque l'hélicoptère a atterri et que le moteur est éteint, entrainant une réduction lente de la vitesse du rotor (notamment en roue libre, déconnecté du moteur). De préférence, la dérivée d'armement est égale à -10% de la vitesse VNRnom nominale du rotor par 10 seconde. Dans tous les cas, cette valeur est négative, car les dérivées prises en compte dans le procédé de commande et pouvant nécessiter une activation du dispositif d'urgence sont celles relatives à une baisse de la vitesse de rotation du rotor. Le dispositif d'urgence est par exemple un dispositif d'urgence tel que décrit dans la demande FR3019588 du demandeur, comprenant un générateur de gaz 15 comprenant un bloc de propergol, permettant, à son activation, de générer du gaz alimentant une turbine de secours, la turbine de secours entrainant la rotation d'un arbre dont l'énergie mécanique peut être récupérée pour ajouter un complément de puissance au rotor entrainé par un turbomoteur. Les cas pouvant entrainer le déclenchement du dispositif d'urgence sont 20 notamment le début d'un arrêt en vol commandé ou non commandé, une manoeuvre de type « arrondi » (ou flore en anglais) en fin de descente en autorotation, une demande soudaine de surplus de puissance dans des situations exceptionnelles (évitement d'obstacles inattendus, inversion de températures en altitude, rafale de vent, etc.). 25 D'autres conditions peuvent être vérifiées à l'étape de vérification. Avantageusement et selon l'invention, l'étape de vérification vérifie la condition supplémentaire suivante : la dérivée de la vitesse de rotation est supérieure à une valeur prédéterminée, dite dérivée de désarmement. 30 Selon cet aspect de l'invention, cette condition supplémentaire permet d'éviter le déclenchement du dispositif d'urgence lorsque la valeur de la dérivée mesurée est 3062881 5 manifestement erratique. En outre, cela évite aussi de déclencher le dispositif d'urgence en cas de panne du système de mesure de la dérivée ou en cas d'anomalie dynamique du signal de mesure. De préférence, la dérivée de désarmement est inférieure à -500% de la vitesse 5 VNRnom nominale du rotor par seconde. Dans tous les cas, la dérivée de désarmement est inférieure à -100% de la vitesse VNRnom nominale du rotor par seconde. Avantageusement, le procédé de commande selon l'invention comprend : une étape de détection d'une baisse de la vitesse de rotation du rotor à 10 un instant tO en dessous d'une vitesse VNRnom de rotation nominale du rotor de l'hélicoptère, une étape de déclenchement d'un minuteur mesurant la durée At depuis l'instant tO, le minuteur étant activé tant que la vitesse de rotation du rotor est en baisse, 15 étape de mesure à un instant tO+At de la vitesse VNR de rotation du rotor, et l'étape de vérification vérifie les conditions supplémentaires suivantes : la dérivée de la vitesse de rotation à l'instant tO+dt est inférieure ou égale à: VDEC - VNR At 20 la dérivée de la vitesse de rotation à l'instant tO+At est supérieure ou égale à: VDEC - VNRnom At avec VDEC la vitesse de décrochage du rotor de l'hélicoptère, en dessous de laquelle l'hélicoptère est en décrochage du fait de la perte de portance de l'hélicoptère. Selon cet aspect de l'invention, le procédé de commande permet la vérification 25 relative à la vitesse de décrochage de l'hélicoptère, afin de s'assurer que l'hélicoptère ne soit jamais en état de décrochage et d'anticiper une baisse de la vitesse de rotation du rotor qui entrainerai un décrochage. La première condition vérifiée permet de déclencher le dispositif d'urgence si 3062881 6 une baisse de la vitesse de rotation du rotor est assez importante pour laisser supposer que le rotor va atteindre rapidement la vitesse de décrochage, au-delà de laquelle il est difficile voire impossible de ré-augmenter la vitesse du rotor afin de retrouver une portance. Cette condition varie en fonction du temps, de sorte à ce que plus la vitesse 5 de rotation reste en baisse longtemps, plus il y a de chances d'activer le dispositif d'urgence pour éviter d'atteindre la vitesse de décrochage. La deuxième condition permet d'éviter que le dispositif d'urgence soit activé si la vitesse de décrochage est déjà atteinte, rendant inutile le déclenchement du dispositif d'urgence. 10 La vitesse de décrochage est par exemple 80% de la vitesse de rotation nominale du rotor, de préférence entre 60% et 80% de la vitesse de rotation nominale du rotor. Cette vitesse de décrochage dépend des caractéristiques de l'hélicoptère et de son rotor. 15 L'invention concerne également un système de commande d'un dispositif d'urgence d'un hélicoptère, ledit hélicoptère comprenant un rotor adapté pour être mis en rotation, ledit dispositif d'urgence étant adapté pour fournir un complément de puissance propulsive d'urgence à l'hélicoptère, caractérisé en ce qu'il comprend : une entrée adaptée pour recevoir une mesure de la vitesse de rotation 20 du rotor de l'hélicoptère, des moyens de calculs adaptés pour mettre en oeuvre le procédé de commande selon l'invention, une sortie d'allumage configurée pour transmettre un ordre d'activation au dispositif de commande si les conditions vérifiées sont validées par 25 ledit procédé de commande. Un système de commande selon l'invention permet donc de mettre en oeuvre le procédé selon l'invention grâce à des moyens de calculs qui équipent l'hélicoptère. Ce système peut avantageusement être ajouté à l'hélicoptère comme équipement indépendant, permettant ainsi de réduire limiter les certifications nécessaires à ce 30 système indépendant sans remettre en cause les certifications de l'hélicoptère. En particulier, le système de commande (et le dispositif d'urgence associés) peuvent être 3062881 7 intégrés à un hélicoptère déjà volant, pour améliorer sa sécurité. En particulier, ne pas connecter le système de commande à un équipement de régulation déjà présent dans l'hélicoptère permet d'éviter de remettre en cause la tenue de l'équipement de régulation aux interférences électromagnétiques et à la foudre. 5 Le système comprend des moyens de calculs simples de type calculateur, ordinateur, circuit électronique combinatoire, intégré ou non, etc. Le système comprend ainsi peu de composant, est simple, et peut fonctionner en boucle ouverte. Sa maintenance est simple. Selon d'autres variantes de l'invention, le système de commande peut être 10 intégré totalement ou partiellement dans un équipement de commande de l'hélicoptère, par exemple dans le FADEC. Cette intégration permet de limiter le nombre d'équipements nécessaire mais nécessite toutefois une certification plus complexe. L'invention est ainsi compatible avec les hélicoptères comprenant des turbomoteurs avec ou sans FADEC. 15 Avantageusement, le système de commande selon l'invention comprend une sortie d'état, adapté pour transmettre des informations relatives à l'état de marche du système de commande. Selon cet aspect de l'invention, cette sortie permet de pouvoir contrôler l'état 20 de marche du système de commande et donc de savoir si le dispositif d'urgence peut être activé ou non. Par exemple la sortie d'état peut donner les états suivants : ON : système de commande allumé, OFF : système de commande éteint, ALIM : système de commande alimenté, 25 FAULT : système de commande en panne. Avantageusement, le système de commande selon l'invention comprend une entrée d'alimentation adapté pour transmettre une énergie électrique permettant le fonctionnement des moyens de calcul et la transmission de l'ordre d'activation au 30 dispositif de commande. Selon cet aspect de l'invention, l'alimentation utilisée est par exemple 3062881 8 l'alimentation de bord de l'hélicoptère et permet d'alimenter les moyens de calcul et d'effectuer l'ordre d'activation. La sortie d'allumage dispose ainsi d'une énergie électrique suffisante pour activer elle-même le dispositif d'urgence, par exemple pour former une étincelle, chauffer un composant, etc. qui permettront par exemple 5 l'allumage d'un carburant de type propergol. L'alimentation à laquelle est connectée l'entrée d'alimentation est par exemple un réseau de bord de type 28V DC et la sortie d'allumage délivre un signal de type lA et lw. Selon d'autres variantes de l'invention, l'ordre d'activation est un signal 10 numérique et le dispositif d'urgence comprend des moyens d'activation propre, alimentés séparément. Avantageusement, le système de commande selon l'invention comprend une pluralité d'entrées adaptées pour recevoir des informations provenant de capteurs de 15 l'hélicoptère et/ou des informations provenant de capteurs du dispositif d'urgence. Les informations provenant de capteurs de l'hélicoptère sont par exemple : température ambiante, pression ambiante. Les informations provenant de capteurs du dispositif d'urgence sont par 20 exemple : température d'un bloc de propergol du dispositif d'urgence, vitesse de rotation d'une turbine de secours du dispositif d'urgence. Le système de commande peut comprend en outre des sorties de commande 25 d'équipements du dispositif d'urgence. Par exemple, la demande FR3026435 Al du demandeur décrit un dispositif de test du dispositif d'urgence permettant d'injecter de l'air dans la turbine de secours pour tester son fonctionnement. L'air injecté provient de l'air circulant dans le turbomoteur et est injecté via un électro-clapet dérivant une partie de cet air : le système de commande peut contrôler cet électro-clapet pour effectuer le 30 test d'intégrité mécanique de la turbine de secours. Ces entrées et sorties permettent d'améliorer la testabilité et la disponibilité du 3062881 9 système de commande. L'invention concerne également un hélicoptère comprenant un rotor adapté pour être mis en rotation, caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif d'urgence et un 5 système de commande dudit dispositif d'urgence selon l'invention. L'invention concerne également un procédé de commande, un système de commande et un hélicoptère caractérisés en combinaison par tout ou partie des caractéristiques mentionnées ci-dessus ou ci-après. 10 5. Liste des figures D'autres buts, caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante donnée à titre uniquement non limitatif et qui se réfère aux figures annexées dans lesquelles : la figure 1 est une vue schématique d'un procédé de commande selon un mode 15 de réalisation de l'invention la figure 2 est une vue schématique d'un système de commande selon un premier mode de réalisation de l'invention, la figure 3 est une vue schématique d'un système de commande selon un deuxième mode de réalisation de l'invention, 20 la figure 4 est une vue schématique d'un graphique représentant la zone d'activation du dispositif d'urgence commandé par un procédé de commande selon un mode de réalisation de l'invention, en fonction de la vitesse de rotation du rotor et de la dérivée de la vitesse de rotation du rotor. 6. Description détaillée d'un mode de réalisation de l'invention 25 Les réalisations suivantes sont des exemples. Bien que la description se réfère à un ou plusieurs modes de réalisation, ceci ne signifie pas nécessairement que chaque référence concerne le même mode de réalisation, ou que les caractéristiques s'appliquent seulement à un seul mode de réalisation. De simples caractéristiques de différents modes de réalisation peuvent également être combinées pour fournir 30 d'autres réalisations. Sur les figures, les échelles et les proportions ne sont pas strictement respectées et ce, à des fins d'illustration et de clarté. 3062881 10 La figure 1 représente schématiquement un procédé de commande selon un mode de réalisation de l'invention, commandant un dispositif d'urgence d'un hélicoptère, ledit hélicoptère comprenant un rotor adapté pour être mis en rotation, 5 ledit dispositif d'urgence étant adapté pour fournir un complément de puissance propulsive d'urgence à l'hélicoptère. Le procédé 100 de commande comprend une première étape 10 de mesure de la vitesse de rotation du rotor de l'hélicoptère. Le procédé 100 de commande comprend ensuite une deuxième étape 12 de calcul de la dérivée de la vitesse de rotation 10 mesurée, afin de détecter notamment une éventuelle baisse de la vitesse de rotation. Dans ce mode de réalisation, le procédé 100 de commande comprend en outre des étapes complémentaires, notamment une étape 14 de détection d'une baisse de la vitesse de rotation du rotor à un instant tO en dessous d'une vitesse VNR'm de rotation nominale du rotor de l'hélicoptère, une étape 16 de déclenchement d'un minuteur 15 mesurant la durée At depuis l'instant tO, le minuteur étant activé tant que la vitesse de rotation du rotor est en baisse, et une étape 18 de mesure à un instant t0+ At de la vitesse VNR de rotation du rotor. Le procédé 100 de commande comprend ensuite une étape 20 de vérification en continu de plusieurs conditions, décrites plus en détail plus loin en référence avec la 20 figure 4. Enfin, si l'ensemble des conditions vérifiées sont validées, le procédé 100 de commande comprend une étape 22 d'activation du dispositif d'urgence. La figure 2 représente schématiquement un système 200 de commande selon un premier mode de réalisation de l'invention, adapté pour mettre en oeuvre un procédé 25 de commande selon le mode de réalisation présenté à la figure 1. Le système 200 de commande comprend des moyens 24 de calcul adapté pour mettre en oeuvre le procédé de commande, qui peuvent consister par exemple en un calculateur, un circuit électronique intégré ou non, etc. Les moyens 24 de calcul sont reliés à une entrée 26 adaptée pour recevoir une mesure de la vitesse de rotation du 30 rotor de l'hélicoptère et une sortie 28 d'allumage configurée pour transmettre un ordre d'activation au dispositif de commande si les conditions vérifiées sont validées par ledit 3062881 11 procédé de commande. En outre, dans ce premier mode de réalisation, le système de commande comprend une entrée 30 d'alimentation adapté pour transmettre une énergie électrique permettant le fonctionnement des moyens de calcul et la transmission de l'ordre 5 d'activation au dispositif de commande et une sortie 32 d'état, adapté pour transmettre des informations relatives à l'état de marche du système de commande. Dans un deuxième mode de réalisation, le système 300 de commande comprend des entrées supplémentaires reliées aux moyens 24' de calcul, notamment des entrées fournissant des informations provenant de capteurs de l'hélicoptère, par exemple : 10 une entrée 34 fournissant la température ambiante, une entrée 36 fournissant la pression ambiante, ou des entrées fournissant des informations provenant de capteurs du dispositif d'urgence, par exemple : une entrée 38 fournissant température d'un bloc de propergol du 15 dispositif d'urgence une entrée 40 fournissant vitesse de rotation d'une turbine de secours du dispositif d'urgence Le système 24' selon ce deuxième mode de réalisation peut en outre comprendre une sortie 42 de contrôle d'un électro-clapet de test du dispositif d'urgence 20 tel que décrit dans la demande FR3026435 Al du demandeur. La figure 4 représente schématiquement un graphique 400 représentant la zone 44 d'activation du dispositif d'urgence commandé par un procédé de commande selon un mode de réalisation de l'invention, en fonction de la vitesse de rotation du rotor et 25 de la dérivée de la vitesse de rotation du rotor. La zone 44 d'activation correspond à une zone dans laquelle toutes les conditions vérifiées à l'étape de vérification sont validées. En particulier, les conditions vérifiées à l'étape de vérification délimitent une zone 44 d'activation représentée par un fond uni blanc entouré d'une zone 46 d'inhibition représentée par un fond hachuré. Les 30 frontières entre les zones sont définies par les conditions suivantes vérifiées par le procédé de commande : 3062881 12 la vitesse VNR de rotation du rotor est supérieure à une valeur prédéterminée, dite vitesse V''' d'armement, la dérivée dVNR/dt de la vitesse de rotation est inférieure à une valeur prédéterminée, dite dérivée (dVNR/dt)arme d'armement, 5 la dérivée dVNR/dt de la vitesse de rotation est supérieure à une valeur prédéterminée, dite dérivée (dVNR/dt) desarme de désarmement, comme représenté par les deux droites obliques, la dérivée dVNR/dt de la vitesse de rotation à l'instant t0+At est inférieure ou égale à : VDEC - VNR At la dérivée de la vitesse de rotation à l'instant t0+At est supérieure ou égale à : VDEC - VNRnom At 10 avec VDEC la vitesse de décrochage du rotor de l'hélicoptère, en dessous de laquelle l'hélicoptère est en décrochage du fait de la perte de portance de l'hélicoptère, Les deux dernières conditions varient en fonction du temps mesuré par le minuteur, et sont représentés sur la figure 4 par : 15 deux droites pleines pour un premier temps Ato mesuré par le minuteur (les zones d'activation représentées correspondent à ce premier temps mesuré), deux droites en pointillés pour un deuxième temps Ott mesuré par le minuteur (dans cette représentation, les zones d'activation et d'inhibition sont différentes de celles représentées et sont délimitées par les droites en pointillés). 20 Pour At = 0, la droite est verticale car le point (VDEC-VNR'om)/At est à l'infini. REVENDICATIONS1. Procédé de commande d'un dispositif d'urgence d'un hélicoptère, ledit hélicoptère comprenant un rotor adapté pour être mis en rotation, ledit dispositif d'urgence étant adapté pour fournir un complément de puissance propulsive d'urgence à l'hélicoptère, ledit procédé comprenant les étapes suivantes : une étape (10) de mesure de la vitesse de rotation du rotor de l'hélicoptère, une étape (12) de calcul de la dérivée de la vitesse de rotation mesurée, une étape (20) de vérification en continu des conditions suivantes : - la vitesse de rotation du rotor est supérieure à une valeur prédéterminée, dite vitesse d'armement, - la dérivée de la vitesse de rotation est inférieure à une valeur prédéterminée, dite dérivée d'armement, une étape (22) d'activation du dispositif d'urgence si les conditions vérifiées sont validées. 2. Procédé de commande selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'étape (20) de vérification vérifie la condition supplémentaire suivante : - la dérivée de la vitesse de rotation est supérieure à une valeur prédéterminée, dite dérivée de désarmement. 3. Procédé de commande selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce qu'il comprend : une étape (14) de détection d'une baisse de la vitesse de rotation du rotor à un instant tO en dessous d'une vitesse VNRnOm de rotation nominale du rotor de l'hélicoptère, une étape (16) de déclenchement d'un minuteur mesurant la durée At depuis l'instant tO, le minuteur étant activé tant que la vitesse de rotation du rotor est en baisse, 3062881 14 - une étape (18) de mesure à un instant tO+At de la vitesse VNR de rotation du rotor, et l'étape (20) de vérification vérifie les conditions supplémentaires suivantes : - la dérivée de la vitesse de rotation à l'instant tO+At est inférieure ou 5 égale à : VDEC - VNR dt la dérivée de la vitesse de rotation à l'instant tO+At est supérieure ou égale à : VDEC - VNRnom At avec VDEC la vitesse de décrochage du rotor de l'hélicoptère, en dessous de laquelle l'hélicoptère est en décrochage du fait de la perte de portance de l'hélicoptère. 4. Système de commande d'un dispositif d'urgence d'un hélicoptère, ledit hélicoptère comprenant un rotor adapté pour être mis en rotation, ledit dispositif d'urgence étant adapté pour fournir un complément de puissance propulsive d'urgence à l'hélicoptère, caractérisé en ce qu'il comprend : une entrée (26) adaptée pour recevoir une mesure de la vitesse de rotation du rotor de l'hélicoptère, des moyens (24) de calculs adaptés pour mettre en oeuvre le procédé de commande selon l'une des revendications 1 à 3, une sortie (28) d'allumage configurée pour transmettre un ordre 20 d'activation au dispositif de commande si les conditions vérifiées sont validées par ledit procédé de commande. 5. Système de commande selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comprend une entrée (30) d'alimentation adapté pour transmettre une énergie 25 électrique permettant le fonctionnement des moyens de calcul et la transmission de l'ordre d'activation au dispositif de commande. 6. Système de commande selon l'une des revendications 4 à 5, caractérisé en ce 10 15 3062881 15 qu'il comprend une sortie (32) d'état, adapté pour transmettre des informations relatives à l'état de marche du système de commande. 7. Système de commande selon l'une des revendications 4 à 6, caractérisé en ce 5 qu'il comprend une pluralité d'entrées adaptées pour recevoir des informations provenant de capteurs de l'hélicoptère et/ou des informations provenant de capteurs du dispositif d'urgence. 8. Hélicoptère comprenant un rotor adapté pour être mis en rotation, caractérisé 10 en ce qu'il comprend un dispositif d'urgence et un système (200, 300) de commande dudit dispositif d'urgence selon l'une des revendications 4 à 7.