FR 2986572 A1 20130809 FR 1200353 A 20120207 Procédé automatique de régulation d'un groupe de motorisation d'aéronef, dispositif et aéronef. La présente invention concerne un procédé automatique de régulation d'un groupe de motorisation d'aéronef, un dispositif et un aéronef. Plus particulièrement, l'invention s'applique à un aéronef à voilure tournante. Classiquement, un aéronef à voilure tournante est équipé d'un groupe de motorisation comprenant au moins un moteur thermique, tel qu'un moteur thermique de type moteur à pistons ou à turbines. Un tel moteur à turbines est plus généralement dénommé « turbomoteur ». Une boîte de réduction de vitesse lie le groupe de motorisation au rotor principal d'avancement et de sustentation: il s'agit de la boîte de transmission principale de puissance. Les limitations thermiques d'un moteur thermique, et les limitations en couple d'une boîte de transmission principale, permettent de définir une enveloppe de fonctionnement de chaque moteur thermique englobant deux régimes de vol normaux d'utilisation: - le régime de décollage correspondant à un niveau de couple pour la boîte de transmission principale et un échauffement du moteur thermique admissibles pendant un temps limité sans dégradation notable, ce régime de décollage étant défini par une puissance maximale au décollage PMD et une durée d'utilisation de cette puissance maximale au décollage généralement de l'ordre de cinq minutes, - le régime maximal continu, ce régime maximal continu étant défini par une puissance maximale en continu PMC correspondant environ à 90% de la puissance maximale au décollage PMD et par une durée d'utilisation de cette puissance maximale en continu généralement illimitée. De plus, un constructeur définit un régime de ralenti minimisant la consommation en carburant, l'autonomie du moteur thermique étant néanmoins conservée durant ce régime de fonctionnement. Le régime de ralenti d'un moteur d'aéronef est un mode de fonctionnement particulier permettant de faire fonctionner le ou les moteurs de l'aéronef au sol en minimisant les nuisances et/ou maximisant le confort des personnes et équipages évoluant aux alentours de l'aéronef. En particulier, le régime de ralenti vise à : - maintenir le moteur en température pour un départ rapide, - minimiser le bruit émis par l'aéronef, - minimiser les émissions de polluants et la consommation de carburant, - permettre la génération électrique de bord et un prélèvement d'air chaud pour assurer le chauffage et le désembuage de la cabine. Le régime de ralenti est donc un mode relativement complexe, dont les objectifs peuvent être antagonistes et contraints. Par exemple, le rotor de sustentation d'un hélicoptère doit être entraîné par un turbomoteur fonctionnant à un régime de ralenti relativement bas pour minimiser les nuisances sonores, ce turbomoteur devant avoir un régime de ralenti relativement élevé pour assurer le fonctionnement d'un générateur électrique. Les régimes permettant de faire fonctionner l'aéronef en vol sont dénommés « régime de vol » par commodité, alors que le régime permettant de faire fonctionner le turbomoteur au ralenti au sol est dénommé « régime de ralenti ». L'aéronef est alors pourvu d'un sélecteur physique d'état à trois positions stables. Ces trois positions du sélecteur d'état sont: Motorisation arrêtée dit « STOP » ; Motorisation en mode ralenti dit « IDLE » ; et Motorisation en mode vol dit « FLIGHT ». Ce sélecteur manuel d'état (STOP/IDLE/FLY) permet ainsi 10 d'indiquer à un calculateur moteur embarqué dans l'aéronef : - d'arrêter chaque turbomoteur dans la position « STOP » du sélecteur, - de mettre en oeuvre le régime de ralenti dans la position « IDLE » du sélecteur, 15 - de mettre en oeuvre un régime de vol dans la position « FLIGHT » du sélecteur. Par suite, lorsque le pilote positionne le sélecteur sur la position « IDLE », le calculateur moteur d'un turbomoteur régule ce turbomoteur pour le faire fonctionner conformément au régime de 20 ralenti défini par le constructeur. Selon une première réalisation, un calculateur moteur régule la première vitesse de rotation Ng du générateur de gaz du turbomoteur. Ainsi, un calculateur moteur agit notamment sur un doseur de 25 carburant du turbomoteur pour faire tendre la première vitesse de rotation Ng vers une vitesse de rotation de consigne Ng*. Cette première réalisation présente l'avantage d'assurer une vitesse de rotation du générateur de gaz de consigne permettant un prélèvement de puissance mécanique minimal et un prélèvement d'air chaud minimal. Un tel prélèvement d'air chaud minimal peut être déterminé pour assurer le chauffage et / ou le désembuage d'une cabine de l'aéronef. Par ailleurs, cette première réalisation empêche tout décollage intempestif de l'aéronef lorsque le mode de ralenti est enclenché. En effet, si un pilote augmente un pas collectif des pales de la voilure tournante, alors la puissance délivrée par le turbomoteur n'augmente pas. Au contraire, la deuxième vitesse de rotation de la turbine libre et la vitesse de rotation du rotor diminuent. La deuxième vitesse de rotation NTL de la turbine libre et la première vitesse de rotation Ng de la voilure tournante variant, le bruit généré par l'aéronef n'est pas contrôlé. De plus, la voilure tournante risque de se trouver dans une plage de fonctionnement susceptible d'induire un phénomène de résonance sol. A titre de variante, selon une deuxième réalisation, un calculateur moteur régule la deuxième vitesse de rotation NTL d'une turbine libre du turbomoteur. Ainsi, un calculateur moteur agit notamment sur un doseur de carburant du turbomoteur pour faire tendre la deuxième vitesse de 25 rotation NTL vers une vitesse de rotation de consigne NTL*. Cette deuxième réalisation a l'avantage d'assurer une vitesse de rotation du rotor de l'hélicoptère constante. Les inconvénients précités sont alors évités. En revanche, la première vitesse de rotation Ng peut varier sans que celle-ci ne soit contrôlée par le système de régulation. Dès lors, la première vitesse de rotation Ng peut devenir insuffisante pour permettre un prélèvement de puissance mécanique minimal et un prélèvement d'air chaud minimal. Enfin, la consigne utilisée de la deuxième vitesse de rotation est généralement inférieure à la vitesse nominale de la voilure tournante en vol. Si un pilote modifie accidentellement le pas collectif des pales de la voilure tournante, la première vitesse de rotation Ng augmente. La puissance développée par le turbomoteur augmente en conséquence. L'aéronef risque alors de décoller avec une deuxième vitesse de rotation potentiellement trop basse. Par suite, cet état de la technique impose à un pilote de déterminer volontairement s'il souhaite mettre en oeuvre un régime de ralenti au travers d'un mode ralenti ou un régime de vol au travers d'un mode de vol. En fonction des aéronefs, le régime de ralenti est de plus mis en oeuvre au travers d'une régulation de la vitesse de rotation du générateur de gaz des turbomoteurs ou au travers d'une régulation de la vitesse de rotation de la turbine libre des turbomoteurs. Pour une légère augmentation de puissance nécessaire pour un besoin secondaire (chauffage plus important, augmentation d'un besoin en énergie électrique, ...) le pilote est obligé de basculer la 25 régulation moteur en mode de fonctionnement vol Dans le secteur aéronautique, des documents évoquent le contrôle et la commande automatisés de fonctionnement d'un ralenti d'un groupe de motorisation. Ainsi, le document US20110208400 décrit l'utilisation d'un sélecteur comprenant une position ralenti dite « IDLE » et une position de vol dite « MAXPOWER » dans le cadre d'une commande électronique pour ajuster le fonctionnement d'un turbopropulseur d'avion. Une interface homme-machine permet donc au pilote de choisir un mode de fonctionnement du turbopropulseur, entre un mode de fonctionnement de fourniture libre de puissance et un mode de fonctionnement de ralenti. Une information issue d'un capteur de posé au sol et dite 10 information « WoW » (pour l'anglais « Weight On Wheels ») est prise en compte pour définir un régime de ralenti. Le document US4500966 décrit une commande d'urgence dite à « super urgence », pour un hélicoptère dont le rotor principal serait en sous vitesse de rotation suite à une panne de moteur. 15 Le document W02000039442 décrit également un système de régulation de moteur d'avion ou d'hélicoptère. L'invention a alors pour objet un procédé automatique de régulation d'un groupe de motorisation d'aéronef visant à optimiser le fonctionnement de l'aéronef. 20 Selon l'invention, on met en oeuvre un procédé automatique de régulation selon un mode de fonctionnement au ralenti d'un groupe de motorisation d'aéronef comprenant au moins un turbomoteur, cet aéronef comportant éventuellement au moins une voilure tournante pourvue d'une pluralité de pales à pas variable 25 entraînées en rotation par ledit groupe de motorisation, chaque turbomoteur pouvant fonctionner selon un mode de fonctionnement au ralenti et selon un mode de fonctionnement de vol. Chaque turbomoteur comporte en outre un générateur de gaz et une turbine libre. Dès lors, durant une phase de sélection, on sélectionne un mode de fonctionnement au ralenti. Par exemple, on peut manoeuvrer un sélecteur à trois positions permettant de choisir un mode de fonctionnement motorisation arrêtée, un mode de fonctionnement au ralenti et un mode de fonctionnement de vol. A titre de variante, on peut manoeuvrer un sélecteur à deux positions permettant de choisir un mode de fonctionnement motorisation arrêtée ou un mode de fonctionnement motorisation allumée. Le mode de fonctionnement motorisation allumée permet la sélection automatique du mode de fonctionnement au ralenti ou du mode de fonctionnement de vol selon des critères définis par le constructeur. De plus, durant une phase de régulation, on met en oeuvre le 15 mode de fonctionnement au ralenti en fonction de conditions opérationnelles et hiérarchisées: o soit au travers d'un premier mode de régulation en régulant une première vitesse de rotation du générateur de gaz de chaque turbomoteur, 20 o soit au travers d'un deuxième mode de régulation en régulant une deuxième vitesse de rotation de la turbine libre de chaque turbomoteur. Selon le premier mode de régulation, on augmente ou on réduit le débit de carburant fourni au turbomoteur pour que la 25 première vitesse de rotation tende vers une consigne. A l'inverse, selon le deuxième mode de régulation, on augmente ou on réduit le débit de carburant fourni au turbomoteur pour que la deuxième vitesse de rotation tende vers une consigne. Contrairement à l'état de la technique, chaque turbomoteur peut fonctionner au ralenti selon un premier et un deuxième modes de régulation, et non pas selon un unique mode de régulation. Dès lors, en fonction des conditions opérationnelles et 5 hiérarchisées définies par le constructeur, un turbomoteur est régulé en fonction de sa première ou de sa deuxième vitesse de rotation. L'invention permet donc d'optimiser le fonctionnement au ralenti d'un turbomoteur. 10 Ce procédé peut de plus comporter une ou plusieurs des caractéristiques additionnelles qui suivent. Par exemple, ces conditions opérationnelles et hiérarchisées sont à choisir dans une liste incluant : - la génération d'air chaud à partir du turbomoteur pour 15 chauffer l'aéronef en fonction de conditions extérieures, - la génération d'énergie électrique à partir du générateur de gaz pour alimenter électriquement l'aéronef, - la minimisation d'émissions sonores, - la minimisation de la consommation de carburant. 20 Il est à noter qu'on peut établir un ordre des priorités en fonction des besoins de l'opérateur de l'aéronef. Eventuellement, les conditions opérationnelles et hiérarchisées sont dans l'ordre : - la génération d'air chaud à partir du turbomoteur pour 25 chauffer l'aéronef en fonction de conditions extérieures, - la génération d'énergie électrique à partir du générateur de gaz pour alimenter électriquement l'aéronef, - la minimisation d'émissions sonores, - la minimisation de la consommation de carburant. On peut donc privilégier automatiquement en premier lieu la génération d'air chaud, puis la génération d'énergie électrique à partir du générateur de gaz, le bruit généré et la consommation de carburant. A cet effet, durant la phase de régulation, on détermine une première vitesse de rotation originelle à atteindre pour réguler la deuxième vitesse de rotation à un niveau défini par le constructeur pour répondre à une première condition opérationnelle. Ce niveau peut être défini pour assurer un fonctionnement de l'aéronef hors d'une plage de résonance sol du giravion. Autrement dit, le constructeur définit une deuxième vitesse de rotation critique minimisant les risques d'apparition d'un phénomène de résonance sol. En fonction des conditions extérieures, on en déduit automatiquement la première vitesse de rotation originelle. Dès lors, on détermine une énergie électrique cible que doit fournir le groupe de motorisation à l'aéronef pour répondre à une deuxième condition opérationnelle. Par exemple, on détermine l'intensité électrique consommée par l'aéronef. On comprend que la deuxième condition opérationnelle est considérée comme étant plus importante que la première condition opérationnelle. Chaque turbomoteur doit alors fournir une énergie cible égale à cette intensité électrique consommée divisée par le nombre de turbomoteur par exemple. Si le groupe de motorisation ne peut pas fournir cette énergie électrique cible lorsque chaque générateur de gaz fonctionne à la première vitesse de rotation originelle, on met en oeuvre le mode de fonctionnement au ralenti en régulant la première vitesse de rotation du générateur de gaz selon le premier mode régulation. En effet, l'augmentation du prélèvement mécanique 10 permettant la génération d'énergie électrique tend à ralentir la première vitesse de rotation du générateur de gaz du turbomoteur. Une baisse trop importante conduit à l'extinction du turbomoteur. Le constructeur privilégie donc une régulation de la première vitesse de rotation du générateur de gaz pour éviter une extinction 15 de ce turbomoteur. Plus précisément, si le groupe de motorisation ne peut pas fournir ladite énergie électrique cible lorsque chaque générateur de gaz fonctionne à ladite première vitesse de rotation originelle : - on détermine une température d'air chaud de consigne à 20 fournir pour chauffer l'aéronef pour répondre à une troisième condition opérationnelle considérée comme étant plus importante que la deuxième condition opérationnelle, - on détermine une première vitesse de rotation de consigne permettant de fournir ladite énergie électrique cible, 25 - on détermine si la première vitesse de rotation de consigne permet d'atteindre la température d'air chaud de consigne, - si la première vitesse de rotation de consigne permet d'atteindre la température d'air chaud de consigne, on contrôle le turbomoteur afin de maintenir la première vitesse de rotation égale à la première vitesse de rotation de consigne selon le deuxième mode de régulation, - si la première vitesse de rotation de consigne ne permet pas d'atteindre la température d'air chaud de consigne, on contrôle le turbomoteur afin de maintenir la première vitesse de rotation égale à une première vitesse de rotation cible permettant d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne. Par contre, si le groupe de motorisation peut fournir ladite énergie électrique cible lorsque chaque générateur de gaz fonctionne à ladite première vitesse de rotation originelle : - on détermine une température d'air chaud de consigne à fournir pour chauffer l'aéronef pour répondre à une troisième condition opérationnelle, - si la première vitesse de rotation originelle permet d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne, on contrôle la première vitesse de rotation afin de maintenir la deuxième vitesse de rotation égale audit niveau, - si la première vitesse de rotation originelle ne permet pas d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne, on détermine la première vitesse de rotation de consigne permettant d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne, puis on contrôle le turbomoteur afin de maintenir la première vitesse de rotation égale à la première vitesse de rotation de consigne. Selon un autre aspect, on peut mettre en oeuvre un moyen d'inhibition du premier mode de régulation. Au cas où l'opérateur de l'aéronef souhaiterait minimiser le bruit et/ou la consommation de l'aéronef au détriment de la charge des batteries de bord ou de la température intérieure, une sélection manuelle forcée du deuxième mode de régulation peut donc être implémentée. Par ailleurs, on peut implémenter une butée pour limiter un couple développé par un arbre de sortie du turbomoteur lorsque le 10 turbomoteur fonctionne selon le mode de fonctionnement au ralenti. La butée interdit à chaque turbomoteur de fournir un couple supérieur ou égal au couple nécessaire pour décoller à la masse minimale de l'appareil. 15 Ainsi, le deuxième mode de régulation ne risque pas d'induire un décollage accidentel. Deux approches sont alors envisageables : - soit la limite de couple est implémentée de manière conservative pour empêcher le décollage dans les conditions 20 les plus favorables à ce dernier (air très dense, à basse altitude et basse température), - soit la limite de couple est calculée d'après les informations de pression et de température extérieures. Cette deuxième approche peut être nécessaire au cas où le 25 couple nécessaire au décollage dans des conditions favorables (temps froid, basse altitude) est inférieur au couple nécessaire au maintien d'un régime de ralenti dans des conditions défavorables (temps chaud, haute altitude). La butée peut être du type implémentée pour les régimes de fonctionnement de vol. Dès lors la butée peut être mise en oeuvre soit par voie logicielle, soit par voie analogique, soit par voie hydromécanique. S'il est courant d'implémenter une butée en couple lors de la mise en oeuvre d'un régime de vol susceptible d'engendrer un couple important pour protéger un ensemble mécanique, la mise en oeuvre d'une telle butée dans le cadre d'un régime de ralenti d'un mode de fonctionnement au ralenti pour éviter un décollage indu paraît surprenante. Outre un procédé, l'invention vise un dispositif de régulation mettant en oeuvre ce procédé pour réguler un groupe de motorisation d'aéronef comprenant au moins un turbomoteur, chaque turbomoteur pouvant fonctionner selon un mode de fonctionnement au ralenti I, Ce dispositif de régulation comporte : - un sélecteur pour requérir notamment la mise en oeuvre du mode fonctionnement au ralenti, - un système de calcul relié au sélecteur pour commander chaque turbomoteur, le système de calcul exécutant mettre en oeuvre le mode de fonctionnement au ralenti en fonction de conditions opérationnelles et hiérarchisées: o soit au travers d'un premier mode de régulation en régulant une première vitesse de rotation Ng dudit générateur de gaz, o soit au travers d'un deuxième mode de régulation en régulant une deuxième vitesse de rotation NTL de ladite turbine libre. Ce dispositif peut de plus comporter une ou plusieurs des caractéristiques qui suivant. Par exemple, le système de calcul peut comporter un calculateur avionique relié au système de détermination ainsi qu'au dispositif de détermination et au sélecteur, ce système de calcul incluant un calculateur moteur par turbomoteur relié au calculateur avionique. En outre, l'aéronef comportant un réseau électrique alimenté électriquement par le groupe de motorisation, le dispositif de 10 régulation comprend éventuellement un système de mesure de l'énergie électrique consommée par ce réseau électrique. Par ailleurs, le dispositif de régulation peut comprendre un dispositif de mesure des conditions environnementales extérieures à l'aéronef afin de déterminer une température d'air chaud de 15 consigne pour chauffer l'aéronef. En outre, on peut mettre en oeuvre un moyen d'inhibition d'un premier mode de régulation d'un mode de fonctionnement au ralenti. Enfin, l'invention vise un aéronef muni d'un groupe de 20 motorisation comprenant au moins un turbomoteur, cet aéronef comportant éventuellement au moins une voilure tournante pourvue d'une pluralité de pales à pas variable entraînées en rotation par le groupe de motorisation, chaque turbomoteur pouvant fonctionner selon un mode de fonctionnement au ralenti et selon au moins un 25 mode de fonctionnement de vol. Cet aéronef comporte alors un dispositif de régulation du type décrit précédemment. L'invention et ses avantages apparaîtront avec plus de détails dans le cadre de la description qui suit avec des exemples de réalisation donnés à titre illustratif en référence aux figures annexées qui représentent : - la figure 1, une vue d'un aéronef selon l'invention, et - la figure 2, un schéma explicitant le procédé selon l'invention. Les éléments présents dans plusieurs figures distinctes sont affectés d'une seule et même référence. La figure 1 présente un aéronef 1 muni d'une voilure tournante 300. L'aéronef 1 comporte un groupe de motorisation 3'. Ce groupe de motorisation 3' inclut au moins un turbomoteur 3 pour entraîner la voilure tournante 300 au travers d'une boîte de transmission de puissance principale 2. Chaque turbomoteur comporte un générateur de gaz 4 et une turbine libre 7. Par exemple, le générateur de gaz comporte un compresseur 5 coopérant avec une turbine haute pression 6 qui est agencée en amont de la turbine libre 7. La turbine libre 7 est alors liée à la boîte de transmission principale de puissance 2 par une chaîne cinématique 9. Cette chaîne cinématique 9 est munie par exemple d'un arbre de sortie mis en rotation par la turbine libre. Par ailleurs, l'aéronef comprend un moyen de prélèvement mécanique 100 d'énergie. Ce moyen de prélèvement mécanique 100 peut être un équipement électrique de type générateur électrique. Le moyen de prélèvement mécanique 100 est alors entraîné en rotation par le générateur de gaz 4 via un arbre 100'. Le moyen de prélèvement mécanique 100 peut aussi fonctionner dans un mode moteur pour remplir une fonction de 5 démarreur. Dès lors, le moyen de prélèvement mécanique 100 communique électriquement avec un réseau électrique 40 de l'aéronef, et par exemple avec un « coeur électrique » 41. En outre, l'aéronef comporte un moyen de prélèvement d'air 10 105 pour prélever de l'air chaud sur chaque turbomoteur. Par ailleurs, l'aéronef 1 comporte un dispositif de régulation 10. Ainsi, durant une phase de sélection STPO, un pilote manoeuvre un sélecteur pour notamment requérir la mise en oeuvre 15 d'un mode de fonctionnement au ralenti. Par exemple, le pilote manoeuvre un sélecteur à deux positions pour soit arrêter chaque turbomoteur soit mettre en fonctionnement chaque turbomoteur 3. En référence à la figure 1, le dispositif de régulation 10 20 comporte alors un sélecteur 60 ayant une première position POS1 requérant l'arrêt de chaque turbomoteur 3 et une deuxième position POS2 requérant le fonctionnement de chaque turbomoteur 3. A cet effet, le dispositif de régulation 10 est muni d'un système de calcul 15 relié au sélecteur 60 pour commander chaque 25 turbomoteur 3. Ce système de calcul comporte au moins un organe de calcul exécutant des instructions mémorisées de manière non volatile sur un support de stockage pour arrêter ou faire fonctionner les turbomoteurs. En référence à la figure 2, durant une phase de régulation STP1, chaque turbomoteur 3 est commandé automatiquement pour mettre en oeuvre le mode de fonctionnement au ralenti des turbomoteurs 3 si un pas collectif CLP des pales 301 de la voilure tournante est inférieur à un seuil et si l'aéronef 1 repose sur un sol. Au cours d'une étape de choix STP1.0, on vérifie donc si les deux critères suivants sont remplis : - le pas collectif CLP des pales 301 est inférieur à un seuil, - l'aéronef 1 repose sur un sol. Le critère relatif à l'état de posé de l'aéronef sur un sol peut de plus être associé à une durée de temporisation. Si un des deux critères n'est pas rempli, le système de calcul 15 requiert la mise en oeuvre d'un mode de fonctionnement de vol FVOL. A l'inverse, si ces deux critères sont remplis, le système de calcul 15 requiert automatiquement le fonctionnement des 20 turbomoteurs 3 selon un mode de fonctionnement au ralenti. En référence à la figure 1, le dispositif de régulation comporte alors un système de détermination 50 usuel d'un pas collectif des pales et un dispositif de détermination 55 usuel d'un état de posé de l'aéronef sur un sol. 25 On se référera à la littérature pour obtenir des informations relatives à un tel système de détermination 50 et à un tel dispositif de détermination 55. Le système de calcul 15 est alors relié au système de détermination 50 ainsi qu'au dispositif de détermination 55 et au sélecteur 60, le système de calcul 15 exécutant des instructions mémorisées pour automatiquement mettre en oeuvre le mode de fonctionnement au ralenti sur chaque turbomoteur 3 si un pas collectif CLP des pales 301 est inférieur à un seuil et si l'aéronef 1 repose sur un sol. Le système de calcul 15 peut comporter un calculateur moteur 20 par turbomoteur, tel qu'un calculateur moteur de type FADEC (« Full Authority Digital Engine Control » en langue anglaise). Ce calculateur moteur 20 comporte alors une unité de calcul 21 et une mémoire 22 stockant des instructions exécutables par l'unité de calcul 21. De plus, le système de calcul 15 peut être muni d'un calculateur avionique 30 muni d'un organe de calcul 31 et d'un moyen de stockage 32 mémorisant des instructions. Le calculateur avionique 30 est alors relié au système de détermination 50 ainsi qu'au dispositif de détermination 55 et au sélecteur 60. Si les deux critères explicités sont remplis, le calculateur avionique 30 envoie alors une requête de fonctionnement selon un mode de fonctionnement au ralenti à chaque calculateur moteur 20. Chaque calculateur moteur régule alors le turbomoteur associé pour respecter cette requête. De manière usuelle, le calculateur moteur contrôle la position d'un doseur carburant du turbomoteur pour commander le fonctionnement du turbomoteur 3. Le sélecteur peut à titre de variante comporter une position dédiée au mode fonctionnement au ralenti. Indépendamment de la méthode appliquée pour requérir le fonctionnement au ralenti des turbomoteurs d'un aéronef, chaque calculateur moteur peut réguler automatiquement le régime de ralenti du turbomoteur associé en fonction de conditions opérationnelles et hiérarchisées: - soit au travers d'un premier mode de régulation en régulant une première vitesse de rotation Ng du générateur de gaz 4, - soit au travers d'un deuxième mode de régulation en régulant une deuxième vitesse de rotation NTL de la turbine libre 7 du turbomoteur. A cet effet, le calculateur peut prendre en considération la génération d'air chaud, puis la génération d'énergie électrique à partir d'un moyen de prélèvement mécanique, le bruit généré et la 15 consommation de carburant. En référence à la figure 2, durant une première étape d'optimisation STP 1.1 du mode de fonctionnement au ralenti, on détermine une première vitesse de rotation originelle Ng1 à atteindre pour réguler la deuxième vitesse de rotation à un niveau 20 NTLcrit défini par le constructeur. Ce niveau NTLcrit est par exemple défini pour assurer un fonctionnement de l'aéronef 1 hors d'une plage de résonance sol, et/ ou remplir des conditions opérationnelles. A ce stade, ledit niveau peut être par exemple établi afin de minimiser le bruit généré et la consommation en 25 carburant des turbomoteurs. En référence à la figure 1, le dispositif de régulation peut inclure un dispositif de mesure 65 de conditions environnementales extérieures afin de déterminer l'altitude de l'aéronef et/ ou la pression extérieure, ainsi que la température extérieure. Le calculateur avionique 30 peut alors transmettre les mesures effectuées à chaque calculateur moteur 20. Chaque calculateur moteur 20 comprend alors dans une mémoire 22 au moins une loi donnant la première vitesse de rotation originelle Ng1 en fonction dudit niveau et desdites conditions environnementales. De telles lois sont établies par le constructeur par essais par exemple. En utilisant les mesures réalisées, le calculateur avionique en déduit la première vitesse de rotation originelle Ng1. De plus, l'aéronef 1 comportant un réseau électrique 40 alimenté électriquement par le groupe de motorisation 3', le dispositif de régulation 10 comprend un système de mesure 42 de l'énergie électrique consommée par le réseau électrique 40. Durant une deuxième étape d'optimisation STP1.2 visant à prendre en considération une condition opérationnelle de type génération d'énergie électrique, le calculateur avionique 30 peut déterminer l'intensité électrique consommée par l'aéronef. Ce calculateur avionique 30 en déduit une énergie électrique cible ITOT que doit fournir chaque turbomoteur au travers du moyen de prélèvement mécanique associé. L'énergie électrique cible est éventuellement évaluée en intensité électrique cible à fournir. Le calculateur avionique fournit cette énergie électrique cible ITOT à chaque calculateur moteur 20. Le calculateur moteur 20 de chaque turbomoteur détermine à l'aide d'un modèle mathématique établi par le constructeur, par essais ou équivalent et mémorisé, si la première vitesse de rotation originelle Ng1 est suffisante pour permettre la création de l'énergie électrique cible. Dans la négative, le mode de fonctionnement au ralenti doit être géré au travers de la régulation de la première vitesse de rotation Ng du générateur de gaz. Dès lors, le calculateur moteur détermine durant une étape 5 STP1.3.1 une première vitesse de rotation de consigne Ngcons permettant de fournir l'énergie électrique cible requise à l'aide du modèle mathématique mémorisé. De plus, à l'aide de la température extérieure mesurée et grâce à un modèle thermique mémorisé établi par le constructeur, 10 le calculateur moteur détermine durant une étape STP1.3.2 une température d'air chaud de consigne THOT à fournir pour chauffer l'aéronef visant à prendre en considération une condition opérationnelle de type génération d'air chaud. Le calculateur moteur en déduit si la première vitesse de rotation de consigne 15 permet d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne. Durant une étape STP1.3.2.1, si la première vitesse de rotation de consigne permet d'atteindre cette température d'air chaud de consigne, le calculateur moteur contrôle le débit de carburant fourni au turbomoteur afin de maintenir la première 20 vitesse de rotation égale à la première vitesse de rotation de consigne Ngcons. Par contre, durant une étape STP1.3.2.2.1, si la première vitesse de rotation de consigne Ngcons ne permet pas d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne THOT, le calculateur 25 moteur détermine une première vitesse de rotation cible Ngcibl permettant d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne. Durant une étape STP1.3.2.2.2, le calculateur moteur contrôle le débit de carburant fourni au turbomoteur afin de maintenir la première vitesse de rotation Ng égale à la nouvelle première vitesse de rotation cible Ngcibl. Par ailleurs, si la première vitesse de rotation originelle Ng1 d'un turbomoteur est suffisante pour permettre la création de l'énergie électrique cible, durant une étape d'optimisation STP1.4 le calculateur moteur détermine une température d'air chaud de consigne THOT à fournir pour chauffer l'aéronef, et si la première vitesse de rotation originelle Ng1 permet d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne. Durant une étape STP1.4.1, si la première vitesse de rotation originelle Ng1 permet d'atteindre la température d'air chaud de consigne THOT, le calculateur moteur 20 d'un turbomoteur contrôle le débit de carburant fourni au turbomoteur afin de maintenir la deuxième vitesse de rotation NTL du turbomoteur égale audit niveau NTLcrit. Par contre, si la première vitesse de rotation originelle Ng1 ne permet pas d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne THOT, durant une étape STP 1.4.2, le calculateur moteur de chaque turbomoteur détermine la première vitesse de rotation de consigne Ngcons permettant d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne. Durant une étape 1.4.3, le calculateur moteur contrôle le débit de carburant fourni au turbomoteur afin de maintenir la première vitesse de rotation Ng égale à la première vitesse de 25 rotation de consigne Ngcons. En référence à la figure 1, le dispositif de régulation peut par ailleurs comprendre un moyen d'inhibition 70 du premier mode de régulation. De plus, chaque calculateur moteur peut être relié à un moyen de mesure du couple exercé sur l'arbre de sortie du turbomoteur associée. Dès lors, chaque calculateur moteur comprend une butée, par exemple logiciel, pour limiter ce couple à une couple maximal défini par le constructeur. Ainsi, chaque calculateur moteur limite le débit de carburant fourni au turbomoteur pour respecter ladite butée. Naturellement, la présente invention est sujette à de nombreuses variantes de mise en oeuvre. Bien que plusieurs modes de réalisation aient été décrits, il n'est pas concevable d'identifier de manière exhaustive toutes les variantes possibles. Il est bien sûr envisageable de remplacer un constituant décrit par un moyen équivalent sans sortir du cadre de la présente invention. REVENDICATIONS1. Procédé automatique de régulation d'un groupe de motorisation (3') d'aéronef (1) comprenant au moins un turbomoteur (3) selon un mode de fonctionnement au ralenti, chaque turbomoteur comportant un générateur de gaz (4) et une turbine libre (7), caractérisé en ce que : - durant une phase de sélection (STPO), on sélectionne un mode de fonctionnement au ralenti, et - durant une phase de régulation (STP1), on met en oeuvre le mode de fonctionnement au ralenti en fonction de conditions opérationnelles et hiérarchisées: o soit au travers d'un premier mode de régulation en régulant une première vitesse de rotation (Ng) dudit générateur de gaz (4), o soit au travers d'un deuxième mode de régulation en régulant une deuxième vitesse de rotation (NTL) de ladite turbine libre (7). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdites conditions opérationnelles et hiérarchisées sont à choisir dans une liste incluant : - la génération d'air chaud à partir du turbomoteur pour chauffer l'aéronef en fonction de conditions extérieures, - la génération d'énergie électrique à partir du générateur de gaz pour alimenter électriquement l'aéronef,- la minimisation d'émissions sonores, - la minimisation de la consommation de carburant. 3. Procédé selon la revendication 2, caractérisé en ce qu'on établit un ordre des priorités en fonction des besoins définis par l'opérateur de l'aéronef. 4. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdites conditions opérationnelles et hiérarchisées sont dans l'ordre : - la génération d'air chaud à partir du turbomoteur pour chauffer l'aéronef en fonction de conditions extérieures, - la génération d'énergie électrique à partir du générateur de gaz pour alimenter électriquement l'aéronef, - la minimisation d'émissions sonores, - la minimisation de la consommation de carburant. 5. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que durant la phase de régulation (STP1) : on détermine une première vitesse de rotation originelle (Ng1) à atteindre pour réguler la deuxième vitesse de rotation à un niveau (NTLcrit) défini par le constructeur pour répondre à une première condition opérationnelle, - on détermine une énergie électrique cible (ITOT) que doit fournir ledit groupe de motorisation pour répondre à une deuxième condition opérationnelle,- si le groupe de motorisation ne peut pas fournir ladite énergie électrique cible lorsque chaque générateur de gaz (4) fonctionne à ladite première vitesse de rotation originelle (Ng1), on met en oeuvre le mode de fonctionnement au ralenti en régulant la première vitesse de rotation (Ng) dudit générateur de gaz (4) 6. Procédé (1) selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit niveau (NTLcrit) est défini pour assurer un fonctionnement de l'aéronef (1) hors d'une plage de 10 résonance sol en minimisant des émissions sonores et la consommation de carburant du turbomoteur. 7. Procédé (1) selon la revendication 5, caractérisé en ce que si le groupe de motorisation (3) ne peut pas fournir ladite énergie électrique cible (ITOT) lorsque chaque 15 générateur de gaz (4) fonctionne à ladite première vitesse de rotation originelle (Ng1) : - on détermine une température d'air chaud de consigne (THOT) à fournir pour chauffer l'aéronef pour répondre à une troisième condition opérationnelle, 20 - on détermine une première vitesse de rotation de consigne (Ngcons) permettant de fournir ladite énergie électrique cible (ITOT), - on détermine si la première vitesse de rotation de consigne (Ngcons) permet d'atteindre ladite température d'air 25 chaud de consigne, - si la première vitesse de rotation de consigne (Ngcons) permet d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne, on contrôle le turbomoteur afin de maintenir lapremière vitesse de rotation égale à la première vitesse de rotation de consigne (Ngcons), - si la première vitesse de rotation de consigne (Ngcons) ne permet pas d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne (THOT), on contrôle le turbomoteur afin de maintenir la première vitesse de rotation (Ng) égale à une première vitesse de rotation cible permettant d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne. 8. Procédé (1) selon la revendication 5, caractérisé en ce que si le groupe de motorisation (3) peut fournir ladite énergie électrique cible lorsque chaque générateur de gaz (4) fonctionne à ladite première vitesse de rotation originelle (Ng1) : - on détermine une température d'air chaud de consigne (THOT) à fournir pour chauffer l'aéronef pour répondre à une troisième condition opérationnelle, - si la première vitesse de rotation originelle (Ngl) permet d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne (THOT), on contrôle le turbomoteur afin de maintenir la deuxième vitesse de rotation (NTL) égale audit niveau (NTLcrit), - si la première vitesse de rotation originelle (Ng1) ne permet pas d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne (THOT), on détermine la première vitesse de rotation de consigne (Ngcons) permettant d'atteindre ladite température d'air chaud de consigne (THOT), puis on contrôle le turbomoteur afin de maintenir la première vitesse de rotation (Ng) égale à la première vitesse de rotation de consigne (Ngcons). 9. Procédé (1) selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'on met en oeuvre un moyen d'inhibition (70) du premier mode de régulation. 10. Procédé (1) selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'on implémente une butée pour limiter un couple développé par un arbre de sortie dudit turbomoteur lorsque le turbomoteur fonctionne selon le deuxième mode de régulation. 11. Dispositif de régulation (10) d'un groupe de motorisation (3') d'aéronef (1) comprenant au moins un 10 turbomoteur (3), chaque turbomoteur (3) pouvant fonctionner selon un mode de fonctionnement au ralenti, caractérisé en ce que le dispositif de régulation comporte : - un sélecteur (60) pour requérir notamment la mise en oeuvre du mode fonctionnement au ralenti, 15 - un système de calcul (15) relié au sélecteur (60) pour commander chaque turbomoteur (3), ledit système de calcul (15) exécutant des instructions mémorisées pour mettre en oeuvre le mode de fonctionnement au ralenti en fonction de conditions opérationnelles et hiérarchisées: 20 o soit au travers d'un premier mode de régulation en régulant une première vitesse de rotation (Ng) dudit générateur de gaz (4), o soit au travers d'un deuxième mode de régulation en régulant une deuxième vitesse de rotation 25 (NTL) de ladite turbine libre (7). 12. Dispositif selon la revendication 11,caractérisé en ce que le système de calcul (15) comporte un calculateur avionique (30) relié au système de détermination (50) ainsi qu'au dispositif de détermination (55) et au sélecteur (60), ledit système de calcul (15) incluant un calculateur moteur (20) par turbomoteur (3) relié au calculateur avionique (30). 13. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce que, ledit aéronef (1) comportant un réseau électrique (40) alimenté électriquement par le groupe de motorisation (3'), le dispositif de régulation (10) comprend un système de mesure (42) de l'énergie électrique consommé par ledit réseau électrique (40). 14. Dispositif selon la revendication 11, caractérisé en ce que le dispositif de régulation (10) comprend un dispositif de mesure (65) des conditions 15 environnementales extérieures à l'aéronef afin de déterminer une température d'air chaud de consigne pour chauffer l'aéronef (1). 15. Aéronef (1) muni d'un groupe de motorisation (3') comprenant au moins un turbomoteur (3), caractérisé en ce qu'il comporte un dispositif de régulation 20 ( 1 0 ) selon l'une quelconque des revendications 11 à 14.