Brevet FR3145775A1 — publié le 20240816

Procédé et système de démarrage d’une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps Procédé de démarrage d’une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps, dans lequel, pour assurer sous la commande d’un calculateur de régulation de la turbomachine le démarrage de la turbomachine uniquement depuis une batterie délivrant une tension continue nominale de 28V, deux machines électriques attelées sur une même boite d’accessoires liée mécaniquement au générateur de gaz de la turbomachine et montées en parallèle sur la batterie sont actionnées séquentiellement, la première machine électrique étant démarrée sous un couple de démarrage permettant une montée en vitesse du générateur de gaz avec une accélération minimale déterminée, et la seconde machine électrique n’étant démarrée qu’après détection de l’allumage de la chambre de combustion du générateur de gaz et avant d’atteindre une vitesse critique correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz, la somme des couples de démarrage (40) développés par les deux machines électriques étant suffisante pour garantir en toutes circonstances que la marge de couple M au point de trainée maximale B correspondant au couple résistant maximum (42) du générateur de gaz soit positive. Figure pour l’abrégé : Fig. 4. Procédé et système de démarrage d’une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps La présente invention se rapporte au domaine de la commande du démarrage des turbomachines d’aéronef et elle concerne plus particulièrement un procédé et un système de démarrage d’une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps. Le changement climatique est une préoccupation majeure pour de nombreux organes législatifs et de régulation à travers le monde. En effet, diverses restrictions sur les émissions de carbone ont été, sont ou seront adoptées par divers états. En particulier, une norme ambitieuse s’applique à la fois aux nouveaux types d’aéronefs mais aussi ceux actuellement en circulation nécessitant de devoir mettre en œuvre des solutions technologiques afin de les rendre conformes aux réglementations en vigueur. L’aviation civile se mobilise depuis maintenant plusieurs années pour apporter une contribution à la lutte contre le changement climatique. Les efforts de recherche technologique ont déjà permis d’améliorer de manière très significative les performances environnementales des aéronefs. La Déposante prend en considération les facteurs impactant dans toutes les phases de conception et de développement pour obtenir des composants et des produits aéronautiques moins énergivores, plus respectueux de l’environnement et dont l’intégration et l’utilisation dans l’aviation civile ont des impacts environnementaux modérés dans un but d’amélioration de l'efficacité énergétique de ces aéronefs. Par voie de conséquence, la Déposante travaille en permanence à la réduction de son impact climatique par l’emploi de méthodes et l’exploitation de procédés de développement et de fabrication vertueux et minimisant les émissions de gaz à effet de serre au minimum possible pour réduire de l'empreinte environnementale de son activité. Ces travaux de recherche et de développement soutenus portent à la fois sur les nouvelles générations de turbomachines d’aéronefs, l’allègement des appareils, notamment par les matériaux employés et les équipements embarqués allégés, le développement de l’emploi des technologies électriques pour assurer la propulsion, et, indispensables compléments aux progrès technologiques, les biocarburants aéronautiques. Il est connu que les turbomachines de moyenne puissance (typiquement comprise entre 1500 et 4500 kW sur l’arbre moteur) sont complexes à démarrer car leur générateur de gaz présente un couple de trainée important, en raison notamment de frottements mécaniques importants et d’un rapport de pression du compresseur, d’un débit d’air et d’un prélèvement de puissance dû aux accessoires entraînés par le générateur de gaz (pompes à huile et à carburant notamment) élevés. Le démarrage de ces turbomachines nécessite donc généralement soit un démarreur pneumatique, soit un démarreur électrique haute tension (par exemple alimenté en 115VAC/ 400Hz) de forte puissance. Dans les deux cas, l’utilisation d’un générateur de puissance auxiliaire (APU pour « Auxiliary Power Unit ») comme source de puissance pneumatique ou électrique, embarqué dans l’aéronef et préalablement démarré, est inévitable, ce qui complexifie considérablement l’architecture des systèmes de l’aéronef, donc la masse globale et les coûts (notamment les coûts d’acquisition et de révision de l’APU). Pour éviter l’utilisation d’un APU pour démarrer une telle turbomachine de moyenne puissance, il est connu de recourir à un générateur de gaz dit double corps, constitué de deux arbres compresseurs-turbines coaxiaux distincts et des enceintes des paliers supportant ces arbres, usuellement désignés respectivement corps HP (Haute Pression) et corps BP (Basse Pression). Le couple de démarrage nécessaire au démarrage d’une telle turbomachine est alors équivalent à celui d’une turbomachine simple corps de faible puissance, dans la mesure où le démarreur n’a à entraîner que le corps HP du générateur de gaz. Ainsi, et comme le montre la , sous réserve d’être alimenté par une batterie de capacité suffisante, un démarreur-générateur 28V à balais d’une puissance de 12kW / 400A nominal en génération est capable de fournir un couple de démarrage 80 suffisant pour compenser le couple de trainée 82 modéré du corps HP caractéristique d’une architecture double corps, notamment à la vitesse critique (point A) où ce couple de trainée est maximal (marge d’accélération M2 positive). En revanche, lors du démarrage d’une turbomachine simple corps équivalente, le couple de trainée 84 plus important propre à cette architecture peut excéder le couple de démarrage que peut fournir un tel démarreur-générateur de 12kW / 400A, notamment dans des conditions ambiantes pénalisantes (comme de très basses températures d’air, de carburant et d’huile qui maximisent les couples résistants du compresseur et des pompes), aboutissant à une marge d’accélération M1 négative au point de couple de trainée maximal (point B) et donc à l’impossibilité de démarrer la turbomachine dans l’intégralité de son domaine de démarrage souhaité. En outre, toutes choses égales par ailleurs, une turbomachine double corps est sensiblement plus complexe d’un point de vue mécanique, plus encombrante, plus lourde et plus coûteuse qu’une turbomachine simple corps de performances équivalentes, en raison notamment des deux arbres coaxiaux qui constituent son générateur de gaz. Ainsi, il existe un besoin d’un système de démarrage plus simple que ceux existants, c’est-à-dire ne nécessitant pas l’adjonction d’un APU ou une architecture double corps, et qui apporte donc, notamment dans le cadre d’une remotorisation, le moins de modification possible à une architecture simple corps existante d’aéronef à voilure tournante ou fixe et dont le principal réseau électrique de bord basse tension est exclusivement alimenté en 28VDC depuis une batterie. A cet effet, l'invention est le résultat des recherches technologiques visant à améliorer de manière très significative les performances des aéronefs et, en ce sens, contribue à la réduction de l’impact environnemental de ces aéronefs. Pour cela, la présente invention a donc pour but principal un procédé et un système de démarrage de turbomachines d’aéronefs de moyenne puissance palliant les inconvénients précités. Ce but est atteint par un procédé de démarrage d’une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps, caractérisé en ce que pour assurer sous la commande d’un calculateur de régulation de la turbomachine le démarrage de la turbomachine uniquement depuis une batterie délivrant une tension continue nominale de 28V, deux machines électriques attelées sur une même boite d’accessoires liée mécaniquement au générateur de gaz de la turbomachine et montées en parallèle sur la batterie sont actionnées séquentiellement, la première machine électrique étant démarrée sous un couple de démarrage permettant une montée en vitesse du générateur de gaz avec une accélération minimale déterminée, et la seconde machine électrique n’étant démarrée qu’après détection de l’allumage de la chambre de combustion du générateur de gaz et avant d’atteindre une vitesse critique correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz, la somme des couples de démarrage développés par les deux machines électriques étant suffisante pour garantir en toutes circonstances que la marge de couple au point de trainée maximale correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz soit positive. Ainsi, par cette structure simple à deux machines électriques 28V à balais disponibles en standard sur étagères, la marge de couple au point de trainée maximum du générateur de gaz est garantie sans recourir à un APU mais avec la seule batterie de 28VDC alimentant le réseau électrique de bord de l’aéronef. De préférence, une fois l’allumage de la chambre de combustion du générateur de gaz détecté, pour démarrer la seconde machine électrique avant d’atteindre la vitesse critique, il est en outre vérifié que la vitesse de rotation du générateur de gaz NG est supérieure à une vitesse minimale prédéterminée N1 ou que l’accélération du générateur de gaz est inférieure à un seuil d’accélération prédéfini DN2. Avantageusement, la vitesse minimale prédéterminée est définie de manière à assurer une accélération modérée du générateur de gaz dans une fenêtre d’allumage préférentielle de la chambre de combustion, et le seuil d’accélération prédéfini DN2 calculé de manière à éviter un phénomène de stagnation du générateur de gaz dans une zone de vitesse correspondante au couple de trainée maximal. De préférence, le calculateur de régulation de la turbomachine arrête les première et seconde machines électriques lorsque, le point de trainée maximale ayant été dépassé, la vitesse du générateur de gaz de la turbomachine a atteint un seuil à partir duquel le générateur de gaz est capable d’accélérer de lui-même jusqu’au régime de ralenti. L’invention concerne également un système de démarrage d’une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps, un calculateur de régulation de la turbomachine commandant le démarrage de la turbomachine uniquement depuis une batterie délivrant une tension continue nominale de 28V, caractérisé en ce qu’il comprend deux machines électriques attelées sur une même boite d’accessoires liée mécaniquement au générateur de gaz de la turbomachine et montées en parallèle sur la batterie, le calculateur de régulation de la turbomachine étant configuré pour actionner séquentiellement les deux machines électriques, la première machine électrique étant démarrée sous un couple de démarrage permettant une montée en vitesse du générateur de gaz avec une accélération minimale déterminée, et la seconde machine électrique n’étant démarrée qu’après détection de l’allumage de la chambre de combustion du générateur de gaz et avant d’atteindre une vitesse critique correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz, la somme des couples de démarrage développés par les deux machines électriques étant suffisante pour garantir en toutes circonstances que la marge de couple au point de trainée maximale correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz soit positive. Selon le mode de réalisation envisagé, les première et seconde machines électriques peuvent être deux démarreurs-générateurs 28V à balais identiques équipés chacun de leur boitier de régulation (GCU pour « Generator Control Unit ») ou la première machine électrique peut être un démarreur série 28V et la seconde machine électrique un démarreur-générateur 28V à balais équipé de son boitier de régulation GCU. De préférence, chacune des deux machines électriques est respectivement connectée à la batterie par un contacteur de démarrage associé. L’invention concerne enfin une turbomachine d’aéronef à voilure tournante ou fixe comprenant un système de démarrage tel que précité et l’aéronef l’incorporant. D’autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif et sur les lesquels : la illustre schématiquement un système de démarrage conforme à l’invention appliqué à une turbomachine aéronautique à simple corps, la montre une première variante de l’architecture électrique du système de démarrage de la , la montre une deuxième variante de l’architecture électrique du système de démarrage de la , la montre les courbes de variation du couple de démarrage et du couple de trainée en fonction de la vitesse du générateur de gaz, la illustre les différentes étapes du procédé de démarrage d’une turbomachine simple corps conforme à l’invention, et la montre les courbes de variation des couples de démarrage et de trainée en fonction de la vitesse du générateur de gaz pour une turbomachine simple corps et une turbomachine double corps. L’invention consiste à proposer un système de démarrage d’une turbine à gaz de moyenne puissance (typiquement comprise entre 1500kW et 4500kW sur l’arbre moteur) sur la base de deux machines électriques classiques (à balais) attelées sur une même boite d’accessoires et alimentées en 28VDC, permettant ainsi d’éviter l’utilisation d’un groupe auxiliaire de puissance, élément couteux et présentant des contraintes d’installation importantes sur un aéronef équipé d’une turbomachine propulsive, turbomoteur d’hélicoptères ou turbopropulseur et turbosoufflante d’avions, de moyenne puissance à turbine libre et générateur de gaz simple corps, ce qui constitue la solution idéale d’un point de vue masse et coûts pour motoriser un aéronef à voilure tournante ou à voilure fixe, équipé exclusivement d’un réseau de bord 28V continu . La illustre un exemple d’une architecture simple corps d’une turbomachine aéronautique à turbine libre de puissance moyenne équipée de son système de démarrage. La turbomachine 10 comporte classiquement un compresseur 12, une chambre de combustion 14, une turbine haute pression 16 (l’ensemble formant le générateur de gaz), et une turbine libre 18 entrainant l’arbre de transmission principal 20 de la turbomachine actionnant le propulseur principal 22 (rotor d’hélicoptère ou hélice par exemple) via un réducteur mécanique principal 24. Une boite d’accessoires 26, mécaniquement liée au générateur de gaz, entraîne notamment les pompes à huile et celles associées aux injecteurs à carburant de la chambre de combustion, et comporte également un ensemble de réduction la reliant au système de démarrage 28. Selon l’invention, le système de démarrage comprend deux machines électriques 28VDC à balais 30, 32 alimentées depuis une batterie et qui seront activées séquentiellement pour assurer le démarrage de la turbomachine aéronautique. Cette batterie qui peut être une batterie unique ou un groupe de batteries délivrant la tension continue nominale de 28V assure également l’alimentation du réseau électrique de bord principal de l’aéronef. On notera pour la suite de description, que la tension de 28V est une valeur nominale de fonctionnement, la tension à vide d’une batterie 28V étant typiquement susceptible de varier plutôt entre 18V et 26V selon son état de charge et sa température, et la tension réellement appliquée aux bornes du démarreur-générateur étant encore inférieure du fait des chutes de tension dans les câbles et les contacteurs. Plus précisément, il est prévu de commencer le démarrage avec une seule machine électrique, sous un couple permettant d’assurer une montée en vitesse modérée du générateur de gaz permettant d’optimiser les probabilités d’allumage de la chambre de combustion, la seconde machine électrique n’étant démarrée qu’après détection de l’allumage du générateur de gaz et avant d’atteindre une vitesse critique correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz, la somme des couples de démarrage développés par les deux machines électriques étant suffisante pour garantir en toutes circonstances que la marge de couple au point critique (c’est-à-dire au couple résistant maximum correspondant au point de trainée maximale du générateur de gaz) soit positive. Les figures 2 et 3 montrent deux exemples de réalisations possibles pour l’architecture électrique du système de démarrage selon l’invention dans lequel, selon le mode de réalisation envisagé, les deux machines électriques 28VDC à balais attelées à la boite d’accessoires 26 sont respectivement deux démarreurs-générateurs identiques, ou un démarreur-générateur et un simple démarreur série (machine électrique à excitation série). Chaque machine électrique 30, 32 ; 30, 34 est équipée de son propre contacteur de démarrage 30A, 32A, 34A qui assure sa liaison avec une batterie 28VDC de démarrage commune 36. Bien entendu, si l’on a représenté une batterie commune aux deux machines électriques, on peut aussi envisager que chaque machine électrique soit alimentée par une batterie distincte, ou que la batterie soit constituée de deux batteries différentes de mêmes tensions nominales connectées en parallèle pendant le démarrage. Les démarreurs-générateurs à balais sont équipés chacun d’un boitier électronique de régulation 30B, 32B (GCU pour « Generator Control Unit »), alors que le simple démarreur série en est dépourvu (de sorte qu’il ne peut fonctionner en générateur). Sur la , les deux machines électriques 30, 32 qui sont deux démarreurs-générateurs identiques ont donc deux prises de mouvement ayant le même rapport de réduction. Par contre sur la , les deux machines électriques étant différentes, la prise de mouvement du démarreur série 34 aura donc un rapport de réduction différent de celui du démarreur-générateur 30, puisqu’une fois le démarreur série coupé, il se désolidarise du générateur de gaz et n’a donc pas à être dimensionné pour les contraintes mécaniques liées à la vitesse nominale de fonctionnement NG du générateur de gaz. En effet, la prise de mouvement (ou prise de force correspondant à l’arbre de transmission) du démarreur série sur la boite d’accessoires 26 est généralement équipée d’une roue libre, afin de désolidariser mécaniquement le rotor de la machine électrique du boitier d’accessoires lorsque le démarreur série est coupé. Ceci permet d’optimiser la vitesse maximale et donc le dimensionnement de ce démarreur série, qui n’a pas à supporter l’entraînement par le générateur de gaz à sa vitesse nominale de fonctionnement, mais seulement la vitesse de coupure du démarreur série qui est généralement de l’ordre de 50 à 60% de la vitesse de rotation NG nominale de l’arbre du générateur de gaz de la turbomachine. En raison de la présence de cette roue libre, il est préférable que le démarreur série soit mis sous tension en premier, et le démarreur-générateur en second. En effet, si le démarreur série est mis en sous tension en second alors que le générateur de gaz est déjà en rotation sous l’effet de l’entraînement par le démarreur-générateur, son rotor, initialement à l’arrêt car découplé de la boite d’accessoires par la roue libre, va accélérer extrêmement rapidement (car à vide) jusqu’à ce que la roue libre se resynchronise brutalement avec la boite d’accessoires, ce qui pourrait l’endommager. La illustre les courbes de variation du couple de démarrage 40 du système de démarrage et du couple résistant ou de trainée 42 du générateur de gaz en fonction de la vitesse de rotation NG de l’arbre principal de la turbomachine. Dans une première partie (I) de ces courbes 40, 42, seule une machine électrique est mise sous tension par la fermeture de son contacteur de démarrage associé. Compte tenu du couple résistant et de l’inertie élevée du générateur de gaz simple corps, la montée en vitesse est relativement lente, ce qui est favorable à l’allumage de la chambre de combustion de la turbomachine. D’autre part, le couple initial à la mise sous tension sous vitesse nulle (point A) n’est pas plus élevé que pour une configuration double corps standard, ce qui évite de sur-dimensionner mécaniquement la boite d’accessoires. Puis, lorsque dans une deuxième partie (II) de la courbe 42, le couple de trainée commence à fortement augmenter et que le couple de démarrage de la première machine électrique risque d’être insuffisant pour continuer à accélérer le générateur de gaz, la seconde machine électrique est mise sous tension par la fermeture de son contacteur de démarrage associé, de manière à fournir le couple supplémentaire nécessaire pour assurer une marge d’accélération M positive au point de trainée maximale, situé vers 30 à 40% de NG (point B). S’engage alors une troisième partie (III), où les couples de démarrage et de trainée diminuent et si le démarrage de la turbomachine est un succès, les deux machines électriques sont coupées simultanément vers 50 à 60% de NG, le générateur de gaz continuant à accélérer par ses propres moyens sous le contrôle du calculateur de régulation de la turbomachine (EECU), jusqu’à atteindre sa vitesse nominale de ralenti. Un logigramme de contrôle des machines électriques est illustré à la . La turbomachine étant initialement à l’arrêt dans une première étape 50, un ordre de démarrage de la turbomachine est donné par le pilote dans une étape 52 afin que le calculateur de régulation de la turbomachine (EECU) commande simultanément dans une étape suivante 54 la mise sous tension du démarreur n°1 (via la fermeture du contacteur associé), l’injection de carburant selon une loi de démarrage appropriée, et la mise sous tension des bougies d’allumage. Au fur et à mesure de la montée en vitesse du générateur de gaz, l’air est admis dans la chambre de combustion, les étincelles des bougies enflamment le mélange air-carburant et la chambre de combustion s’allume. Lorsque l’allumage de la chambre a été détecté par l’EECU dans une nouvelle étape 56, ce qui se fait habituellement en constatant l’augmentation de température des gaz de combustion en entrée de turbine (TIT pour « Turbine Inlet Température »), il est vérifié dans une étape 58 si la vitesse NG de la turbomachine est supérieure à une vitesse prédéterminée N1. Ce seuil N1 est un compromis entre d’une part une valeur suffisamment basse permettant, dans les conditions les plus pénalisantes (moteur et huile imprégnés à très basse température, densité d’air maximale, tension d’alimentation du démarreur la plus basse), d’assurer que la mise sous tension du démarreur n°2 permettra au couple démarreur conjugué des deux machines électriques de franchir le point de couple de trainée maximal du générateur de gaz, et d’autre part une valeur suffisamment élevée permettant de rester le plus longtemps possible dans la fenêtre d’allumage idéale de la chambre de combustion avec le seul démarreur n°1 sous tension, de manière à minimiser l’accélération du générateur de gaz dans cette plage de vitesse et ainsi optimiser les conditions d’allumage. Une condition alternative peut consister, dans cette étape 58, à vérifier directement si l’accélération du générateur de gaz dNG/dt devient inférieure à un seuil d’accélération DN2, signifiant que la marge entre le couple moteur fourni par le démarreur n°1 d’une part et le couple résistant du générateur de gaz à l’approche du point B d’autre part devient insuffisante pour continuer à accélérer le générateur de gaz (phénomène dit de stagnation, potentiellement endommageant pour la turbomachine). Lorsqu’au moins l’une ou l’autre de ces deux conditions est vérifiée, on commande alors la mise sous tension du démarreur n°2 dans une étape suivante 60 par fermeture du contacteur associé. Le couple additionné des deux démarreurs permet de conserver une marge d’accélération positive lorsque le couple de trainée du générateur de gaz est au plus haut. Lorsque dans une nouvelle étape 62 la vitesse NG de la turbomachine atteint la vitesse de fin de démarrage N CUTOFF généralement de l’ordre de 50 à 60% de NG, c’est-à-dire celle où la turbomachine sous l’effet de la détente des gaz de combustion dans la turbine du générateur de gaz est capable d’accélérer d’elle-même jusqu’au régime de ralenti, l’EECU, dans une étape 64, éteint les bougies, ouvre les contacteurs et ainsi désactive les deux démarreurs, la turbomachine étant alors considérée comme démarrée dans l’étape finale 66. Une fois le régime de ralenti atteint, le ou les démarreurs-générateurs peuvent être commutés en mode génération électrique et alimenter le réseau électrique de bord 28VDC de l’aéronef, permettant notamment de recharger la batterie utilisée pour fournir aux deux machines électriques l’énergie nécessaire au démarrage. On notera qu’à tout moment (étapes 68 ou 70), le pilote peut lancer un ordre d’arrêt de la turbomachine, engageant une nouvelle étape 72 dans laquelle l’EECU coupe l’injection de carburant, éteint les bougies, ouvre les contacteurs et ainsi désactive les deux démarreurs, le générateur de gaz se retrouvant dans un régime d’autorotation dans l’étape suivante 74 avant que la turbomachine ne revienne dans sa position initiale d’arrêt de l’étape 50 lorsque la vitesse NG devient nulle. L’invention présente ainsi de nombreux avantages par rapport à un système de démarrage nécessitant un APU ou une architecture double corps : Elle ne nécessite que du matériel standard disponible sur étagères (génératrices 28VDC à balais, démarreur série, contacteurs pour fort courant), Elle est entièrement compatible avec un réseau électrique de bord 28VDC (à condition de disposer d’une ou de batteries de démarrage d’une capacité suffisante), Elle évite de sur-dimensionner la boite d’accessoires pour le couple que fourniraient les deux démarreurs lors de la fermeture du contacteur de démarrage s’ils étaient mis simultanément sous tension, Elle permet de démarrer une turbomachine de moyenne puissance à générateur de gaz simple corps et à couple de trainée élevé, en limitant le couple dans la fenêtre d’allumage de la chambre de combustion, Dans la variante à deux génératrices-démarreurs, elle permet d’offrir une redondance de la génération électrique 28VDC, et Les modifications logicielles associées pour la gestion de la séquence de démarrage sont simples et donc techniquement peu risquées en termes de développement. Procédé de démarrage d’une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps, caractérisé en ce que pour assurer sous la commande d’un calculateur de régulation de la turbomachine le démarrage de la turbomachine (10) uniquement depuis une batterie (36) délivrant une tension continue nominale de 28V, deux machines électriques (30, 32 ; 30, 34) attelées sur une même boite d’accessoires (26) liée mécaniquement au générateur de gaz de la turbomachine et montées en parallèle sur la batterie sont actionnées séquentiellement, la première machine électrique étant démarrée sous un couple de démarrage permettant une montée en vitesse du générateur de gaz avec une accélération minimale déterminée, et la seconde machine électrique n’étant démarrée qu’après détection de l’allumage de la chambre de combustion (14) du générateur de gaz et avant d’atteindre une vitesse critique correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz, la somme des couples de démarrage développés par les deux machines électriques étant suffisante pour garantir en toutes circonstances que la marge de couple au point de trainée maximale correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz soit positive. Procédé de démarrage selon la revendication 1, dans lequel, une fois l’allumage de la chambre de combustion (14) du générateur de gaz détecté, pour démarrer la seconde machine électrique avant d’atteindre la vitesse critique, il est en outre vérifié que la vitesse de rotation du générateur de gaz est supérieure à une vitesse minimale prédéterminée N1 ou que l’accélération du générateur de gaz est inférieure à un seuil d’accélération prédéfini DN2. Procédé de démarrage selon la revendication 2, dans lequel la vitesse minimale prédéterminée N1 est définie de manière à assurer une accélération modérée du générateur de gaz dans une fenêtre d’allumage préférentielle de la chambre de combustion, et le seuil d’accélération prédéfini DN2 calculé de manière à éviter un phénomène de stagnation du générateur de gaz dans une zone de vitesse correspondante au couple de trainée maximal. Procédé de démarrage selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le calculateur de régulation de la turbomachine arrête les première et seconde machines électriques lorsque, le point de trainée maximale ayant été dépassé, la vitesse du générateur de gaz de la turbomachine a atteint un seuil à partir duquel le générateur de gaz est capable d’accélérer de lui-même jusqu’au régime de ralenti. Système de démarrage d’une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps, un calculateur de régulation de la turbomachine commandant le démarrage de la turbomachine (10) uniquement depuis une batterie (36) délivrant une tension continue nominale de 28V, caractérisé en ce qu’il comprend deux machines électriques (30, 32 ; 30, 34) attelées sur une même boite d’accessoires (26) liée mécaniquement au générateur de gaz de la turbomachine et montées en parallèle sur la batterie, le calculateur de régulation de la turbomachine étant configuré pour actionner séquentiellement les deux machines électriques, la première machine électrique étant démarrée sous un couple de démarrage permettant une montée en vitesse du générateur de gaz avec une accélération minimale déterminée, et la seconde machine électrique n’étant démarrée qu’après détection de l’allumage de la chambre de combustion (14) du générateur de gaz et avant d’atteindre une vitesse critique correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz, la somme des couples de démarrage développés par les deux machines électriques étant suffisant pour garantir en toutes circonstances que la marge de couple au point de trainée maximale correspondant au couple résistant maximum du générateur de gaz soit positive. Système de démarrage selon la revendication 5, dans lequel les première et seconde machines électriques sont deux démarreurs-générateurs 28V à balais (30, 32) identiques équipés chacun de leur boitier de régulation (GCU – 30B, 32B). Système de démarrage selon la revendication 5, dans lequel la première machine électrique est un démarreur série 28V (34) et la seconde machine électrique est un démarreur-générateur 28V à balais (30) équipé de son boitier de régulation (GCU - 30B). Système de démarrage selon la revendication 5, dans lequel chacune des deux machines électriques est respectivement connectée à la batterie (36) par un contacteur de démarrage associé (30A, 32A ; 34A). Turbomachine d’aéronef à voilure tournante ou fixe comprenant un système de démarrage selon l’une quelconque des revendications 5 à 8. Aéronef à voilure tournante ou fixe comprenant au moins une turbomachine selon la revendication 9.