Brevet FR3150787A1 — publié le 20250110

Procédé de commande d’un système propulsif (S) d’aéronef selon la revendication 1. FIGURE DE L’ABREGE : Fig. 1 Procédé de commande d’un système propulsif d’aéronef ayant des turbomoteurs fonctionnant en parallèle et susceptibles d’être placés en veille. Aéronef correspondant. La présente invention concerne la propulsion des aéronefs. ARRIERE PLAN DE L’INVENTION Un hélicoptère est un aéronef classiquement pourvu d’un rotor principal entraînant une voilure tournante pour assurer sa sustentation et sa propulsion. Afin d’entraîner en rotation le rotor principal, il est connu d’équiper l’hélicoptère de deux turbomoteurs fonctionnant en parallèle à des régimes généralement similaires. Chacun des turbomoteurs est conçu de manière surdimensionnée de manière à pouvoir fournir, en cas de panne de l’autre des turbomoteurs, une puissance suffisante pour permettre à l’hélicoptère de poursuivre son vol et de se poser dans des conditions sûres. Lorsque l’hélicoptère est en situation de vol de croisière, les turbomoteurs fonctionnent à des niveaux de puissance faibles, ce qui entraînent une consommation spécifique CS (définie comme le rapport entre la consommation horaire de carburant par la chambre de combustion du turbomoteur et la puissance fournie par ce turbomoteur) particulièrement élevée et donc une surconsommation en carburant. Afin de réduire la consommation en carburant de l’hélicoptère, il a été proposé, en situation de vol de croisière, de mettre l’un des turbomoteurs en veille et d’opérer cette phase de vol avec l’autre des turbomoteurs qui fonctionne alors à un régime plus élevé et donc bénéficie d’une consommation spécifique CS plus faible. Un tel mode de fonctionnement des turbomoteurs est appelé pour cette « mode économique » ou « mode éco ». OBJET DE L’INVENTION L’invention a donc pour but de proposer un procédé de commande du système propulsif d’un aéronef, qui soit plus économe en carburant tout en ayant un fonctionnement sécuritaire. L’utilisation du mode éco ne doit pas affaiblir la sécurité de fonctionnement de l’hélicoptère mais il est aussi nécessaire de pouvoir ramener le système propulsif en mode nominal de manière fiable. Selon l’invention, l’utilisation du mode éco repose sur un système de commande automatique qui seconde l’équipage et met en œuvre une stratégie de vérification pour, avant la mise en veille de l’un des turbomoteurs, détecter des pannes latentes du système propulsif d’une part et garantir le redémarrage ultérieur du turbomoteur en sommeil d’autre part. A cet effet, on propose un procédé selon la revendication 1. Ainsi, le procédé de l’invention permet non seulement de déterminer si le passage du système propulsif du mode nominal au mode éco peut se faire sans mettre en péril l’aéronef mais également si le système propulsif pourra être ramené en mode nominal. L’invention concerne également un aéronef mettant en œuvre ce procédé. D’autres caractéristiques et avantages de l’invention ressortiront à la lecture de la description qui suit de modes de mise en œuvre particuliers non limitatifs de l’invention. Il sera fait référence aux dessins annexés, parmi lesquels : la est une vue schématique d’un système propulsif d’un hélicoptère bimoteur ; la est vue schématique de l’un des moteurs du système propulsif illustré à la ; la est un logigramme illustrant les étapes du procédé de commande du système propulsif illustré à la ; la est un schéma par blocs illustrant l’enchaînement des étapes de vérification de ce procédé. DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION En référence à la , un hélicoptère comprend un système propulsif S comportant un rotor R principal sur lequel sont fixées des pales P assurant la sustentation et la propulsion de l’hélicoptère. Le rotor R est entraîné en rotation par un premier turbomoteur M 1 et un deuxième turbomoteur M 2 ayant chacun un arbre de sortie X S1 , X S2 relié audit rotor R par l’intermédiaire d’une boîte de transmission principale BTP. Le premier turbomoteur M 1 et le deuxième turbomoteur M 2 fonctionnent en parallèle et sont respectivement pilotés par un premier calculateur C 1 de régulation et un deuxième calculateur C 2 de régulation. De tels calculateurs de régulation sont couramment appelés FADEC (de l’acronyme anglais « Full Authority Digital Engine Control ») et ont une structure connue en elle-même. Le premier calculateur C 1 et le deuxième calculateur C 2 communiquent entre eux via une liaison numérique appelée intercalculateur L et sont reliés à une avionique A de l’hélicoptère pour notamment assurer la commande des turbomoteurs et en particulier les fonctions de démarrage automatique, protection contre la surchauffe, protection contre les surcouples, protection contre le pompage, protection contre l’extinction, et gestion de la durée de vie du premier turbomoteur M 1 et du deuxième turbomoteur M 2 . Chacun du premier turbomoteur M 1 et du deuxième turbomoteur M 2 est conçu de manière surdimensionnée de manière à pouvoir fournir, en cas de panne de l’autre du premier turbomoteur M 1 et du deuxième turbomoteur M 2 , une puissance suffisante pour permettre à l’hélicoptère de poursuivre son vol et de se poser dans des conditions sûres. Le premier turbomoteur M 1 et le deuxième turbomoteur M 2 sont ici des turbines à gaz et comportent, comme illustré à la , un générateur de gaz G et une turbine libre T BP (dite basse pression) apte à être entraînée en rotation par un flux de gaz F généré par le générateur de gaz G. De façon connue en soi, la turbine libre T BP est montée sur l’arbre de sortie X S1 , X S2 qui transmet le mouvement de rotation au rotor R par le biais de la boîte de transmission principal BTP. La vitesse de rotation N R du rotor R dépend de la vitesse de rotation N 1 , N 2 des arbres de sortie X S1 , X S2 . Le générateur de gaz G comporte un arbre d’entraînement X E1 , X E2 sur lequel sont montés un compresseur C P centrifuge et une turbine haute pression T HP , ainsi qu’une chambre de combustion C C disposée axialement entre le compresseur C P et la turbine haute pression T HP . La chambre de combustion C C est reliée à un dispositif d’alimentation D alim en carburant piloté par le calculateur C 1 , C 2 du turbomoteur M 1 , M 2 concerné. Le dispositif d’alimentation D alim comprend un doseur D O relié à la sortie d’une pompe à carburant P C par l’intermédiaire d’une électrovanne E V à clapet marche-arrêt. Le premier turbomoteur M1 et le deuxième turbomoteur M2 sont munis d’une entrée d’air (non représentée) par laquelle entre de l’air frais dans le générateur de gaz G. L’entrée d’air est pourvue d’une ou plusieurs surfaces mobiles entre deux positions extrêmes afin de former une soupape d’admission (ici de type IGV ou « inlet guide vane ») agencée pour optimiser le fonctionnement du compresseur C P . Après son admission dans le générateur de gaz G, l’air frais est comprimé par le compresseur C P qui le refoule vers l’entrée de la chambre de combustion C C dans laquelle il est mélangé avec du carburant via le dispositif d’alimentation D alim . La combustion qui a lieu dans la chambre de combustion C C provoque une évacuation à grande vitesse de gaz brûlés vers la turbine haute pression T HP qui entraîne en rotation l’arbre d’entraînement X E1 , X E2 du générateur de gaz G et donc le compresseur C P . La turbine haute pression T HP n’absorbe pas toute l’énergie cinétique des gaz brûlés et l’excédent d’énergie constitue le flux de gaz F généré par le générateur de gaz G. Ce flux de gaz F est dirigé vers la turbine libre T BP , ce qui a pour effet de provoquer une détente dans ladite turbine libre T BP conduisant à la mise en rotation de l’arbre de sortie X S1 , X S2 . La vitesse de rotation N 1 , N 2 de l’arbre de sortie X S1 , X S2 est fonction du débit de carburant entrant dans la chambre de combustion C C . De manière connue en elle-même, de l’air est prélevé sur le premier turbomoteur M 1 et le deuxième turbomoteur M 2 pour notamment refroidir les chambres de combustion C C , les turbines haute pression T HP et les turbines libres T BP dudit premier turbomoteur M 1 et dudit deuxième turbomoteur M 2 . L’arbre d’entraînement X E1 , X E2 du générateur de gaz G est couplé à un moteur/générateur SG électrique par l’intermédiaire d’un boîtier d’accessoires (non représenté). Le moteur/générateur SG est agencé pour fournir ou prélever une quantité d’énergie cinétique de rotation audit arbre d’entraînement X E1 , X E2 afin notamment de démarrer le générateur de gaz G ou d’alimenter en énergie électrique les calculateurs C1, C2, l’avionique A et/ou d’autres équipements électroniques de l’hélicoptère. Le moteur/générateur SG est ici piloté par le calculateur C 1 , C 2 . En mode nominal, les deux turbomoteurs M 1 , M 2 fonctionnent en parallèle et fournissent la puissance nécessaire au rotor R. Le mode nominal est privilégié pour les phases d’atterrissage et décollage et utilisé éventuellement sur des phases de croisière. Lorsque les conditions de vol (vitesse, altitude…) de l’hélicoptère sont sensiblement stables, le premier turbomoteur M 1 et le deuxième turbomoteur M 2 peuvent fonctionner de manière asymétrique, avec par exemple le premier turbomoteur M 1 fonctionnant, dans un mode dit « actif », à un régime de puissance relativement élevé, et le deuxième turbomoteur M 2 fonctionnant, dans un mode dit de « veille », à un régime de puissance plus faible (voire nul). Un tel fonctionnement du premier turbomoteur M 1 et du deuxième turbomoteur M 2 permet un meilleur rendement en carburant et donc une meilleure consommation spécifique CS. Ce mode de fonctionnement du système propulsif est pour cette raison appelé « mode éco ». On notera qu’on entend ici par « régime » le couple « vitesse de rotation/couple » au niveau de l’arbre de sortie X S1 , X S2 du turbomoteur M 1 , M 2 concerné. Dans certaines circonstances, des paramètres de fonctionnement (débit, température, vitesse…) du premier turbomoteur M 1 et/ou du deuxième turbomoteur M 2 (dont des mesures sont captées et transmises au premier calculateur C 1 et au deuxième calculateur C 2 ) peuvent ne pas être propices au fonctionnement dudit premier turbomoteur M 1 et dudit deuxième turbomoteur M 2 en mode éco. Ainsi, l’avionique A de l’hélicoptère est, selon l’invention, configurée pour mettre en œuvre un procédé de vérification du bon fonctionnement du système propulsif de l’hélicoptère avant la mise en veille du premier turbomoteur M 1 ou du deuxième turbomoteur M 2 pour fonctionner en mode éco. On décrit, dans la suite de la description, en référence aux figures 3 et 4, le passage du mode nominal (ou symétrique), dans lequel le premier turbomoteur M 1 et le deuxième turbomoteur M 2 fonctionnent en parallèle à un régime de puissance sensiblement identique, au mode éco (ou asymétrique) dans lequel le turbomoteur M1 fonctionne en mode actif et le turbomoteur M2 fonctionne en mode veille. Comme représenté sur la , le procédé selon l’invention comprend les étapes de : alors que le système propulsif est dans le mode nominal, vérifier une compatibilité de paramètres de fonctionnement de l’aéronef avec le mode éco (étape 10) ; dans l’affirmative et en cas de réception d’une commande de passage en mode éco, arrêter les prélèvements air/électricité effectués sur le deuxième turbomoteur et vérifier la compatibilité de paramètres de fonctionnement du premier turbomoteur avec le mode éco (étape 40) ; dans l’affirmative, mettre au ralenti le deuxième turbomoteur pour que son arbre de sortie ait un régime inférieur à celui du rotor (étape 70) ; vérifier le bon fonctionnement du démarreur du deuxième turbomoteur (étape 90) ; dans l’affirmative, mettre en veille le deuxième turbomoteur en interrompant une alimentation en carburant du deuxième turbomoteur pour passer en mode éco (étape 100). Plus précisément, en référence également à la , lors de l’étape 10 du procédé de l’invention, intervenant alors que le premier turbomoteur M 1 et le deuxième turbomoteur M 2 fonctionnent en parallèle à un régime de puissance sensiblement identique, une première série de vérifications est réalisée en continue par le premier calculateur C 1 et le deuxième calculateur C 2 pour déterminer une disponibilité du mode éco, et une deuxième série de vérifications est réalisée en continue par l’avionique A pour déterminer une capacité de l’hélicoptère à utiliser le mode éco. La première série de vérifications comprend les vérifications suivantes : aucune panne de niveau critique au niveau du premier turbomoteur M 1 et du deuxième turbomoteur M 2 n’est relevée par le premier calculateur C 1 et le deuxième calculateur C 2 ; aucune survitesse des arbres de sorties X S1 , X S2 et ou des arbres d’entraînement X E1 , X E2 des premier et deuxième turbomoteurs M 1 , M 2 n’est relevée par le premier calculateur C 1 et le deuxième calculateur C 2 ; le premier turbomoteur M 1 et le deuxième turbomoteur M 2 fonctionnent en parallèle à un régime sensiblement identique pour entraîner en rotation le rotor R (régime de fonctionnement appelé AEO, de l’acronyme anglais « All Engines operative » ) ; le moteur/générateur SG est en fonctionnement correct ; une source d’alimentation électrique externe au deuxième turbomoteur M 2 est disponible pour alimenter électriquement le deuxième calculateur C 2 (lorsque le deuxième turbomoteur M 2 est en mode actif, il est alimenté par le moteur/générateur SG couplé au générateur de gaz G dudit deuxième turbomoteur M 2 ) ; et la température du carburant injecté dans les chambres de combustion C C est comprise dans une plage déterminée enregistrée dans une mémoire des premier et deuxième calculateurs C 1 , C 2 . Les résultats de cette première série de vérifications sont transmis à l’avionique A. La deuxième série de vérifications comprend les vérifications suivantes : le turbomoteur M1 dispose de marges de fonctionnement suffisantes par rapport aux conditions actuelles de vol (c’est-à-dire que ses paramètres de fonctionnement ont des valeurs comprises dans un domaine de fonctionnement relativement éloigné de ses limites basse et haute de fonctionnement) ; le premier turbomoteur M 1 est capable de fonctionner à un régime de puissance suffisamment élevé pour garantir à lui seul la rotation du rotor R à une vitesse N R égale une vitesse de consigne, ce régime de puissance étant inférieur à un régime de puissance seuil prédéterminé ; aucune panne de niveau critique n’est relevée par l’avionique A ; et les conditions atmosphériques (température, pression, humidité…) sont favorables à la mise en veille du deuxième turbomoteur M 2 . Lors d’une deuxième étape 20 du procédé de l’invention, l’avionique A analyse les résultats des premières et deuxièmes séries de vérifications. Plus précisément, si au moins l’une des conditions énumérées dans les première et deuxième séries de vérifications n’est pas vérifiée, l’avionique A est configurée pour informer le pilote via une interface homme-machine de l’indisponibilité du mode éco. Dans le cas contraire, si toutes les conditions énumérées dans les première et deuxième séries de vérifications sont vérifiées, l’avionique A est configurée pour informer le pilote via l’interface homme-machine de la disponibilité du mode éco. Lorsque le pilote demande l’activation du mode éco par le biais d’un sélecteur de l’avionique A, une troisième série de vérifications est réalisée par l’avionique A lors d’une troisième étape 30 du procédé de l’invention pour déterminer la bonne réception de la demande d’activation en mode éco. La troisième série de vérifications comprend les vérifications suivantes : le sélecteur est dans la position mode éco ; le mode éco est demandé par l’avionique A ; le rotor R fonctionne à un régime de puissance supérieur à un régime de puissance seuil prédéterminé qui est par exemple supérieur à 90% d’un régime de puissance maximum ; et le premier calculateur C 1 et le deuxième calculateur C 2 ont reçu de la part de l’avionique A la demande de mise en veille du deuxième turbomoteur M 2 (vérification par exemple réalisée via l’intercalculateur L). Si au moins l’une des conditions énumérées dans la troisième série de vérifications n’est pas vérifiée, l’avionique A est configurée pour informer le pilote via l’interface homme-machine de l’indisponibilité du mode éco. Dans le cas contraire, si toutes les conditions énumérées dans la troisième série de vérifications sont vérifiées, le prélèvement d’air et le prélèvement d’énergie cinétique réalisés sur le deuxième turbomoteur M 2 sont stoppés, de sorte que : les chambres de combustions C C , les turbines haute pression T HP et les turbines libre T BP des premier et deuxième turbomoteurs M 1 , M 2 ne sont plus refroidies par le biais du prélèvement d’air normalement réalisé sur le deuxième turbomoteur M 2 , et le premier calculateur C 1 , le deuxième calculateur C 2 , l’avionique A et les équipements électroniques de l’hélicoptère ne sont plus alimentés électriquement par le moteur/générateur SG du deuxième turbomoteur M 2 . Lors d’une quatrième étape 40 du procédé de l’invention, une quatrième série de vérifications est réalisée par l’avionique A pour déterminer si le prélèvement d’air et le prélèvement d’énergie cinétique réalisés sur le premier turbomoteur M 1 seront suffisants pour fournir les besoins en air et en énergie électrique de l’hélicoptère lorsque le deuxième turbomoteur M 2 sera en veille. La quatrième série de vérifications comprend les vérifications suivantes : le prélèvement d’air réalisé sur le turbomoteur M 1 est supérieur à un prélèvement d’air seuil prédéterminé qui est enregistré dans la mémoire du premier calculateur C 1 ; et le prélèvement d’énergie cinétique réalisé sur le premier turbomoteur M 1 par le biais du moteur/générateur SG est supérieur à un prélèvement d’énergie cinétique seuil prédéterminé qui est enregistré dans la mémoire du premier calculateur C 1 . Si au moins l’une des deux conditions énumérées dans la quatrième série de vérifications n’est pas vérifiée, l’avionique A est configurée pour informer le pilote via l’interface homme-machine de l’indisponibilité du mode éco. Dans le cas contraire, si toutes les conditions énumérées dans la quatrième série de vérifications sont vérifiées, l’avionique A procède à un désalignement du premier turbomoteur M 1 et du deuxième turbomoteur M 2 pour amener chacun desdits premier et deuxième turbomoteurs M 1 , M 2 à un régime de puissance proche de celui qu’il délivrera en mode éco (étape 50 ; on notera que cette étape est facultative). Le désalignement sera par exemple réalisé : en abaissant lentement le couple délivré par le deuxième turbomoteur M 2 jusqu’à une valeur faible, tout en régulant la vitesse du premier turbomoteur M 1 de manière à maintenir la vitesse N R du rotor R à la vitesse de consigne ; ou en imposant par l’intermédiaire d’un module d’équilibrage des premier et deuxième turbomoteurs M 1 , M 2 un ratio de couple entre lesdits premier et deuxième turbomoteurs M 1 , M 2 (par exemple, le couple délivré par le deuxième turbomoteur M 2 est sensiblement égal à 20% du couple délivré par le premier turbomoteur M 1 ), tout en régulant la vitesse du premier turbomoteur M 1 et du deuxième turbomoteur M 2 de manière à maintenir la vitesse N R du rotor R à la vitesse de consigne. Afin de minimiser la variation de la vitesse N R du rotor R pendant le désalignement des premier et deuxième turbomoteurs M 1 , M 2 , l’avionique A peut avantageusement prévenir le premier calculateur C 1 du changement imminent du régime de puissance du deuxième turbomoteur M 2 de manière à ce que le premier turbomoteur M 1 anticipe le fait qu’il va devoir accélérer la vitesse de son arbre de sortie X S1 . Lors d’une sixième étape 60 du procédé de l’invention, une cinquième série de vérifications est réalisée par l’avionique A pour déterminer si le désalignement du premier turbomoteur M 1 et du deuxième turbomoteur M 2 a été correctement réalisé et si le premier turbomoteur M 1 fonctionne correctement pour compenser la mise en veille du deuxième turbomoteur M 2 . La cinquième série de vérifications comprend les vérifications suivantes : à la fin du désalignement du premier turbomoteur M 1 et du deuxième turbomoteur M 2 , la vitesse N R du rotor R est toujours égale à la vitesse de consigne ; et des paramètres de fonctionnement (température, pression, vitesse, couple, puissance…) du premier turbomoteur M 1 sont compris dans des plages de valeurs compatibles avec le mode éco. Si au moins l’une des deux conditions énumérées dans la cinquième série de vérifications n’est pas vérifiée, l’avionique A est configurée pour informer le pilote via l’interface homme-machine de l’indisponibilité du mode éco et procède à un réalignement du premier turbomoteur M 1 et du deuxième turbomoteur M 2 . Dans le cas contraire, si toutes les conditions énumérées dans la cinquième série de vérifications sont vérifiées, le deuxième turbomoteur M 2 est mis au ralenti (étape 70) de manière à délivrer au niveau de l’arbre de sortie X S2 un couple sensiblement nul, le régime de puissance du générateur de gaz G ou de la turbine libre T BP dudit deuxième turbomoteur M 2 étant régulé de façon à ce que la puissance délivrée par l’arbre de sortie X S2 soit inférieure à celle délivrée par le rotor R. La mise au ralenti du deuxième turbomoteur M 2 permet de stabiliser thermiquement ledit turbomoteur M 2 et ainsi d’éviter de cokéfier le carburant et l’huile dans les paliers sur lesquels les turbines libre et basse pression T HP , T BP sont montées. Lors d’une huitième étape 80 du procédé de l’invention, une sixième série de vérifications est réalisée par l’avionique A pour notamment déterminer si le premier turbomoteur M 1 a une réserve de puissance suffisante pour assurer la sécurité du vol. La sixième série de vérifications comprend les vérifications suivantes : la soupape d’admission équipant l’entrée d’air du deuxième turbomoteur M 2 est apte à se déplacer entre ses deux positions extrêmes ; et la puissance délivrée par le premier turbomoteur M 1 est inférieure à une puissance maximale disponible dudit premier turbomoteur M 1 (par exemple, la puissance délivrée par le premier turbomoteur M 1 est inférieure à 80% de la puissance maximale disponible dudit premier turbomoteur M 1 ). Par puissance maximale, on entend la puissance maximale pour des conditions particulières de fonctionnement. Il existe ainsi plusieurs puissances maximales et par exemple la puissance maximale au décollage pour différentes températures et pressions, la puissance en vol stationnaire hors effet de sol… Si au moins l’une des deux conditions énumérées dans la sixième série de vérifications n’est pas vérifiée, l’avionique A est configurée pour informer le pilote via l’interface homme-machine de l’indisponibilité du mode éco et procède à un réalignement du premier turbomoteur M1 et du deuxième turbomoteur M 2 . Dans le cas contraire, si toutes les conditions énumérées dans la sixième série de vérifications sont vérifiées, l’avionique A procède, lors d’une neuvième étape 90 du procédé de l’invention, à une septième série de vérifications pour vérifier le bon fonctionnement du moteur/générateur pour redémarrer le générateur de gaz G du deuxième turbomoteur M 2 en vol. La septième série de vérifications comprend les vérifications suivantes : dans le cas où le moteur/générateur SG du deuxième turbomoteur M 2 est avec roue libre, activer le moteur/générateur SG du deuxième turbomoteur M 2 jusqu’à un régime donné puis réguler en régime le moteur/générateur SG du deuxième turbomoteur M 2 jusqu’au régime du mode de veille (le mode de veille est également appelé mode vireur) soit environ 10% du régime nominal du générateur de gaz du deuxième turbomoteur M 2 . dans le cas où le moteur/générateur SG du deuxième turbomoteur M 2 est en prise directe (c’est-à-dire accouplé au deuxième turbomoteur sans roue libre), activer le moteur/générateur SG du deuxième turbomoteur M 2 pour entraîner en rotation l’arbre d’entraînement X E2 et vérifier que les paramètres de fonctionnement du deuxième turbomoteur (vitesse de rotation de l’arbre de sortie X S2 , débit du flux d’air F, température T45 en entrée de la turbine libre T BP …) montre une évolution représentative d’une génération de puissance par ledit moteur/générateur SG. Si les conditions énumérées dans la septième série de vérifications ne sont pas vérifiées, l’avionique A est configurée pour informer le pilote via l’interface homme-machine de l’indisponibilité du mode éco et procède à un réalignement du premier turbomoteur M 1 et du deuxième turbomoteur M 2 . Dans le cas contraire, l’avionique A coupe l’alimentation en carburant de la chambre de combustion C C du deuxième turbomoteur M 2 par l’intermédiaire de l’électrovanne E V et/ou du doseur D O du dispositif d’alimentation D alim de manière à mettre en veille ledit deuxième turbomoteur M 2 (étape 100) Lors d’une onzième étape 110 du procédé de l’invention, une huitième série de vérifications est réalisée par l’avionique A pour vérifier le bon fonctionnement du dispositif d’alimentation D alim pour redémarrer le générateur de gaz G du deuxième turbomoteur M 2 . La huitième série de vérifications comprend au moins l’une des deux vérifications suivantes au niveau du deuxième turbomoteur M 2 : alors que l’électrovanne E V est ouverte , la réactivation du doseur D O pour alimenter en carburant la chambre de combustion C C et la mise en route du moteur/générateur SG pour entraîner en rotation l’arbre d’entraînement X E2 engendrent une élévation de la température interne T4 de ladite chambre de combustion C C ; et alors que le doseur D O est actif, la réouverture de l’électrovanne E V pour alimenter en carburant la chambre de combustion C C et la mise en route du moteur/générateur SG pour entraîner en rotation l’arbre d’entraînement X E2 engendrent une élévation de la température interne T4 de ladite chambre de combustion C C . Si les conditions énumérées dans la huitième série de vérifications ne sont pas vérifiées, l’avionique A est configurée pour informer le pilote via l’interface homme-machine de l’indisponibilité du mode éco et procède à un réalignement du premier turbomoteur M 1 et du deuxième turbomoteur M 2 . Dans le cas contraire, l’avionique A coupe de nouveau l’alimentation en carburant de la chambre de combustion C C du deuxième turbomoteur M 2 par l’intermédiaire de l’électrovanne E V et/ou du doseur D O du dispositif d’alimentation D alim de manière à mettre en veille ledit deuxième turbomoteur M 2 (étape 120). Bien entendu, l’invention n’est pas limitée au mode de réalisation décrit mais englobe toute variante entrant dans le champ de l’invention telle que définie par les revendications. Le système propulsif peut comprendre plus de deux turbomoteurs. Ce n’est pas toujours le même turbomoteur qui est mis en veille. Bien que le pilote soit ici informé de la disponibilité du mode éco avant d’en demander l’activation, il peut aussi en être informé après en avoir demandé l’activation. Le procédé selon l’invention comprend au minimum les étapes de : alors que le système propulsif est dans le mode nominal, vérifier une compatibilité de paramètres de fonctionnement de l’aéronef avec le mode éco ; dans l’affirmative et en cas de réception d’une commande de passage en mode éco, arrêter les prélèvements air/électricité effectués sur le deuxième turbomoteur et vérifier la compatibilité de paramètres de fonctionnement du premier turbomoteur avec le mode éco ; dans l’affirmative, mettre au ralenti le deuxième turbomoteur pour que son arbre de sortie ait un régime inférieur à celui du rotor ; vérifier le bon fonctionnement du démarreur du deuxième turbomoteur ; dans l’affirmative, mettre en veille le deuxième turbomoteur en interrompant une alimentation en carburant du deuxième turbomoteur pour passer en mode éco. Ces étapes peuvent être réalisées d’une autre manière que celle décrite et le procédé peut comprendre des étapes supplémentaires. L’invention est applicable à tout aéronef comportant un système propulsif qui comportent au moins deux turbomachines et qui est susceptible de passer d’un mode de fonctionnement nominal à un mode de fonctionnement économique. Procédé de commande d’un système propulsif (S) d’aéronef, comportant un rotor (R), au moins un premier turbomoteur (M 1 ) et un deuxième turbomoteur (M 2 ) qui ont des arbres de sortie (X S1 , X S2 ) reliés audit rotor par l’intermédiaire d’une boîte de transmission principale (BTP) et qui sont respectivement pilotés par un premier calculateur (C 1 ) de régulation et un deuxième calculateur (C 2 ) de régulation reliés entre eux par une liaison numérique (L) et tous deux reliés à une avionique (A), et au moins un démarreur électrique accouplé à chaque turbomoteur ; le système propulsif étant agencé pour avoir un mode nominal dans lequel les deux turbomoteurs entrainent le rotor et des prélèvements d’air/électricité sont réalisés sur les deux turbomoteurs, et un mode éco dans lequel seul le premier turbomoteur entraine le rotor, le deuxième turbomoteur étant en veille, et les prélèvements d’air/électricité sont réalisés uniquement sur le premier turbomoteur, le rotor ayant un régime de consigne dans les deux modes ; caractérisé en ce que le procédé comprend : alors que le système propulsif est dans le mode nominal, vérification d’une compatibilité de paramètres de fonctionnement de l’aéronef avec le mode éco ; dans l’affirmative et en cas de réception d’une commande de passage en mode éco, arrêt des prélèvements air/électricité effectués sur le deuxième turbomoteur et vérification de la compatibilité de paramètres de fonctionnement du premier turbomoteur avec le mode éco ; dans l’affirmative, mise au ralenti du deuxième turbomoteur pour que son arbre de sortie ait un régime inférieur à celui du rotor ; vérification du bon fonctionnement du démarreur du deuxième turbomoteur ; dans l’affirmative, mise en veille du deuxième turbomoteur en interrompant une alimentation en carburant du deuxième turbomoteur pour passer en mode éco. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la vérification de la compatibilité des conditions de vol avec le mode éco comprend une première vérification par chaque calculateur que le turbomoteur qui lui est associé a un fonctionnement interne compatible avec le mode éco et une deuxième vérification par l’avionique que l’aéronef a des paramètres de fonctionnement compatibles avec le mode éco. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la mise au ralenti du deuxième turbomoteur comprend un désalignement des deux turbomoteurs pour amener le premier turbomoteur à un niveau de puissance proche de celui nécessaire en mode éco et une vérification d’un maintien du régime de consigne par le rotor. Procédé selon la revendication 3, dans lequel la mise au ralenti du deuxième turbomoteur comprend une commande du deuxième turbomoteur pour l’amener dans un régime de stabilisation thermique à puissance nulle. Procédé selon la revendication 4, dans lequel la mise au ralenti du deuxième turbomoteur comprend une vérification des marges de fonctionnement du premier turbomoteur. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, le démarreur étant accouplé au deuxième turbomoteur via une roue libre, la vérification du bon fonctionnement du démarreur du deuxième turbomoteur comprend une activation du démarreur jusqu’à un régime prédéterminé puis une régulation en régime du démarreur jusqu’à un régime de mode de veille. Procédé selon la revendication 6, dans lequel le régime de mode de veille est égale à environ 10% du régime nominal du deuxième turbomoteur. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel, le démarreur étant accouplé au deuxième turbomoteur en prise directe, la vérification du bon fonctionnement du démarreur du deuxième turbomoteur comprend une activation du démarreur du deuxième turbomoteur pour entraîner en rotation le deuxième turbomoteur et une vérification que le deuxième turbomoteur a des paramètres de fonctionnement montrant une évolution représentative d’une génération de puissance par ledit démarreur. Procédé selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel la mise en veille du deuxième turbomoteur comprend le rétablissement de l’alimentation en carburant du deuxième turbomoteur et l’activation du démarreur, la vérification d’une montée en température du deuxième turbomoteur et, dans l’affirmative, l’interruption de l’alimentation en carburant du deuxième turbomoteur pour passer en mode éco. Aéronef comprenant un système propulsif (S) comportant un rotor (R), au moins un premier turbomoteur (M 1 ) et un deuxième turbomoteur (M 2 ) qui ont des arbres de sortie (X S1 , X S2 ) reliés audit rotor par l’intermédiaire d’une boîte de transmission principale (BTP) et qui sont respectivement pilotés par un premier calculateur (C 1 ) de régulation et un deuxième calculateur (C 2 ) de régulation reliés entre eux par une liaison numérique et tous deux reliés à une avionique A, et au moins un démarreur électrique accouplé à chaque turbomoteur ; l’avionique étant agencée pour mettre en œuvre le procédé de commande selon l’une quelconque des revendications précédentes pour faire passer le système propulsif d’un mode nominal dans lequel les deux turbomoteurs entrainent le rotor et des prélèvements d’air/électricité sont réalisés sur les deux turbomoteurs, à un mode éco dans lequel seul le premier turbomoteur entraine le rotor, le deuxième turbomoteur étant en veille, et les prélèvements d’air/électricité sont réalisés uniquement sur le premier turbomoteur, le rotor ayant un régime de consigne dans les deux modes.