FR 3040069 A1 20170217 FR 1557671 A 20150811 1 Arrière-plan de l'invention L'invention concerne la commande d'un débit d'air de protection d'une turbine basse pression dans un réacteur d'aéronef, et plus particulièrement la détection d'une augmentation du régime de la turbine basse pression. Selon la phase de vol d'un aéronef, l'évolution du régime d'un turboréacteur entraîne une déformation des aubes de la turbine basse pression ainsi que du carter de cette même turbine. Ces déformations sont dues, d'une part, à l'augmentation ou la diminution de la température de la turbine basse pression, et, d'autre part, à l'effet de la force centrifuge s'exerçant sur les aubes du rotor de la turbine. Ce phénomène a pour effet de modifier, au cours d'un vol de l'aéronef, la distance entre le sommet des aubes et la surface du carter. Lorsque le jeu entre le sommet des aubes de la turbine et le carter augmente, une partie de l'air aspiré dans le carter ne passe plus dans la turbine. La performance du moteur s'en trouve alors amoindrie et la consommation du turboréacteur augmente pour obtenir le même régime. Il est donc nécessaire de refroidir plus ou moins le carter de la turbine basse pression afin de minimiser continuellement la distance séparant le sommet des aubes et le carter de la turbine basse pression. Pour refroidir la turbine basse pression, de l'air froid est extrait du flux secondaire prélevé au niveau de la soufflante et/ou du compresseur de la turbomachine, afin d'être acheminé via des canalisations jusqu'à la surface extérieure de la turbine basse pression. Le long de ces canalisations une vanne d'air à position régulée, désignée par l'anagramme anglais LPTACC pour « Low Pressure Turbine Active Clearance Control », permet de réguler le débit d'air à envoyer sur la turbine selon la consigne de l'unité électronique de commande, ou EEC en anglais pour « Electronic Engine Control ». Etant donné que les déformations du carter ne sont dues qu'à la dilatation thermique alors que les aubes subissent des déformations dues à la fois à la dilatation thermique et à la force centrifuge, l'allongement des aubes est généralement plus important que la déformation radiale du carter. 3040069 2 Les aubes se déformant plus que le carter à une même vitesse de rotation et à une même température, le sommet des aubes risque d'user le revêtement abradable du carter et ainsi provoquer un jeu permanent irrémédiable sans réparation entre le sommet des aubes et le 5 carter dans lequel les aubes s'animent. Au cours d'une phase de croisière d'un vol, aussi appelée phase « Cruise » en anglais, la poussée d'un moteur peut soudainement s'élever pour plusieurs raisons comme par exemple une rafale de vent ou un changement d'altitude ordonné par le trafic aérien. Le régime moteur 10 augmente alors d'un niveau de phase croisière à un niveau de phase d'ascension transitoire, aussi appelée phase « Step-Climb » en anglais. L'augmentation soudaine du régime de la turbine provoque des déformations soudaines des aubes dues à la dilatation thermique et à la force centrifuge. 15 Cependant, l'aéronef se trouvant dans une phase de croisière, le débit d'air de refroidissement est optimisé pour réduire les déformations du carter. Si bien que l'augmentation soudaine du régime de la turbine lors de la phase de croisière provoque une déformation plus rapide des aubes et plus importante de par les déformations générées par la force 20 centrifuge que la déformation du carter. Cette différence d'amplitude de déformation entraîne alors un risque important d'usure du revêtement abradable. Les systèmes de régulation du débit d'air de refroidissement des turbines basse pression des aéronefs connus sont dépourvus de 25 logique de détection des différentes phases de vol. Il existe par conséquent un risque important d'usure du revêtement abradable notamment à chaque augmentation soudaine du régime de la turbine basse pression au cours de la phase de croisière. 30 Objet et résumé de l'invention L'invention vise à éviter de tels inconvénients en anticipant, au cours d'une phase de croisière, l'allongement soudain des aubes de la turbine basse pression qui risque d'user le revêtement abradable du carter et d'entraîner une pénalité de consommation spécifique de carburant 35 permanente pour le moteur, plus connue sous la dénomination anglaise « specific fuel consumption ». 3040069 3 Il est proposé pour cela un procédé de détection d'une augmentation du régime d'une turbine basse pression d'un réacteur d'un aéronef au cours d'une phase de croisière, comprenant une mesure du régime de la turbine basse pression par un capteur. 5 Selon une caractéristique générale de l'invention, le procédé comprend une détermination d'un gradient de régime de la turbine basse pression à partir du régime mesuré, une comparaison dudit gradient de régime déterminé à un gradient de régime de référence, une détermination d'une indication positive ou négative que l'aéronef est en 10 conditions de phase de croisière à partir de paramètres de vol de l'aéronef, et une activation d'une alarme si le gradient de régime déterminé est supérieur au gradient de régime de référence et si ladite indication reçue est positive. La détection des périodes au cours du vol présentant des 15 risques de dégradation des éléments de l'aéronef et notamment la détection durant la phase de croisière d'une augmentation soudaine du régime de rotation de la turbine basse pression permet d'émettre un signal d'alarme pouvant entraîner la commande d'une pluralité d'opérations, notamment une diminution rapide du débit d'air de 20 refroidissement à appliquer au carter de la turbine basse pression pour permettre au carter de se dilater rapidement et suffisamment pour maintenir un jeu non nul avec le sommet des aubes et éviter une usure du revêtement abradable. Cette dilatation permet ainsi de maintenir l'intégrité des 25 éléments de la turbine basse pression et d'éviter ainsi une dégradation des performances de l'aéronef et par conséquent une consommation de carburant plus importante que la consommation prévue pour une vitesse de déplacement de l'aéronef donnée. La détermination d'une indication positive ou négative que 30 l'aéronef est en conditions de phase de croisière permet d'éviter que l'alarme soit activée au cours d'une phase autre que la phase de croisière, comme la phase de décollage par exemple. Il est en effet commun d'observer des valeurs importantes de gradients de régime de la turbine basse pression au cours de la phase de décollage sans pour autant avoir 35 besoin qu'une alarme soit émise ou qu'un débit d'air de refroidissement 3040069 4 soit modifié, particulièrement si un débit d'air de refroidissement spécifique est déjà prévu. On entend par détermination d'un gradient de régime de la turbine basse pression à partir du régime mesuré, un calcul permettant de 5 déterminer la variation du régime de la turbine basse pression au cours du temps. La détermination du gradient peut comprendre par exemple un calcul du rapport entre la variation du régime de la turbine basse pression entre la dernière mesure de régime et la mesure de régime précédente et le temps écoulé entre les deux mesures de régime. 10 Selon un premier aspect du procédé de détection d'une augmentation du régime d'une turbine basse pression d'un réacteur d'un aéronef au cours d'une phase de croisière, la détermination de l'indication positive ou négative que l'aéronef est en conditions de phase de croisière peut comporter une mesure de la vitesse de déplacement de l'aéronef, 15 une comparaison de la vitesse mesurée à une vitesse de référence, et une comparaison dudit régime mesuré à un régime de référence de déplacement de l'aéronef, ladite indication que l'aéronef est en conditions de phase de croisière étant positive si la vitesse mesurée est supérieure à ladite vitesse de référence et si le régime de la turbine basse pression est 20 supérieur au régime de référence. La phase de croisière est la phase durant laquelle le régime de la turbine basse pression et la vitesse de déplacement de l'aéronef sont les plus élevés. La comparaison de ces deux paramètres à des seuils de référence correspondants permet de s'assurer que l'aéronef se trouve en 25 phase de croisière. La prise en compte de ces paramètres pour déterminer si l'aéronef est en phase de croisière permet d'utiliser des données déjà disponibles et utilisées dans le système de régulation du débit d'air de refroidissement de la turbine basse pression LPTACC. 30 Selon un deuxième aspect du procédé de détection d'une augmentation du régime d'une turbine basse pression d'un réacteur d'un aéronef au cours d'une phase de croisière, la détermination de l'indication positive ou négative que l'aéronef est en conditions de phase de croisière peut comporter une réception de la valeur du régime requis par 35 l'utilisateur et une comparaison de ladite valeur du régime requis à un régime requis de référence, ladite indication que l'aéronef est en 3040069 5 conditions de phase de croisière étant positive si la valeur du régime requis est supérieure au régime requis de référence. La prise en compte du paramètre relatif au régime requis par l'utilisateur, c'est-à-dire à la commande du pilote d'une augmentation du 5 régime de la turbine basse pression du turboréacteur, permet d'utiliser le paramètre directement à la source d'une éventuelle augmentation de régime. Selon le deuxième aspect du procédé de détection d'une augmentation du régime d'une turbine basse pression d'un réacteur d'un 10 aéronef au cours d'une phase de croisière, la valeur du régime requis peut être déterminée à partir de la valeur de la position angulaire de la manette de commande de poussée. La position angulaire de la manette de commande de poussée est un paramètre qui fait partie des paramètres utilisés dans les systèmes 15 de régulation du débit d'air de refroidissement de la turbine basse pression LPTACC. L'utilisation de ce paramètre permet de ne pas modifier la structure logique existante des systèmes de régulation du débit d'air de refroidissement. La présente invention a également pour objet un procédé de 20 régulation du débit d'air de refroidissement appliqué sur la surface du carter d'une turbine basse pression d'un aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend une détection d'une augmentation du régime de la turbine basse pression d'un réacteur d'un aéronef au cours d'une phase de croisière tel que défini ci-dessus, et une réduction dudit débit d'air de 25 refroidissement appliqué à la suite d'une détection d'une augmentation du régime de ladite turbine. La prise en compte d'une logique de détection d'une phase d'augmentation soudaine du régime de la turbine basse pression d'un turboréacteur d'un aéronef au cours d'une phase de croisière permet 30 d'apporter dans le procédé de régulation la garantie d'appliquer un débit d'air de refroidissement au carter de la turbine basse pression le plus adapté possible à la situation sans utiliser de capteurs supplémentaires, et plus particulièrement, de réduire à son minimum le débit d'air de refroidissement envoyé sur le carter de la turbine basse pression pour 35 permettre à celui-ci de se dilater et ainsi éviter que le revêtement abradable recouvrant la surface interne ne soit dégradé par le sommet des 3040069 6 aubes de la turbine basse pression. Cela permet ainsi de maintenir les performances du turboréacteur. Selon un aspect du procédé de régulation du débit d'air de refroidissement appliqué sur la surface du carter d'une turbine basse 5 pression d'un aéronef, la réduction du débit d'air de refroidissement comprend l'émission d'un signal d'ouverture minimale d'une vanne d'air de refroidissement pour commander la fermeture de ladite vanne jusqu'à une ouverture minimale de la vanne. La fermeture de la vanne de refroidissement du carter de la 10 turbine basse pression jusqu'à son ouverture minimale voire jusqu'à sa fermeture totale si cela est possible et prévu permet de placer le carter dans les conditions de température identiques à celles des aubes et ainsi générer une déformation le plus rapidement possible. Cela permet de réduire le risque de frottement des aubes de la turbine basse pression sur 15 le revêtement abradable. La présente invention a encore pour autre objet un dispositif électronique de commande d'une vanne d'air de refroidissement d'une turbine basse pression d'un aéronef comprenant un module de commande de débit d'air de refroidissement apte à réduire le débit d'air à la réception 20 d'une alarme de détection d'une augmentation du régime de la turbine basse pression de l'aéronef au cours d'une phase de croisière. Selon une caractéristique générale de l'invention, le dispositif comprend un premier capteur apte à mesurer le régime de la turbine basse pression et une unité de détection d'une augmentation du régime 25 d'une turbine basse pression d'un réacteur d'un aéronef au cours d'une phase de croisière comportant un module de réception de la valeur du régime mesurée par le premier capteur, un module de traitement apte à calculer un gradient de régime de la turbine basse pression à partir du régime mesuré, un premier module de comparaison apte à comparer le 30 gradient de régime déterminé à un gradient de régime de référence, un module de détermination d'une indication positive ou négative que l'aéronef est en conditions de phase de croisière à partir de paramètres de vol de l'aéronef, et un module d'alarme apte à activer une alarme si le gradient de régime déterminé est supérieur au gradient de régime de 35 référence et si ladite indication reçue est positive. 3040069 7 Selon un premier aspect du dispositif électronique de commande d'une vanne d'air de refroidissement d'une turbine basse pression d'un aéronef, celui-ci peut comprendre un second capteur apte à mesurer la vitesse de déplacement de l'aéronef, le module de 5 détermination comportant en outre un deuxième module de comparaison apte à comparer la vitesse mesurée à une vitesse de déplacement de l'aéronef de référence et un troisième module de comparaison apte à comparer le régime mesuré à un régime de référence, le module de détermination étant configuré pour générer une indication positive si la 10 vitesse mesurée est supérieure à ladite vitesse de référence et le régime de la turbine basse pression est supérieur au régime de référence. Selon un deuxième aspect du dispositif électronique de commande d'une vanne d'air de refroidissement d'une turbine basse pression d'un aéronef, le module de détermination peut comporter un 15 module de réception de la valeur du régime requis par l'utilisateur, un quatrième module de comparaison apte à comparer ladite valeur du régime requis à un régime requis de référence, ledit module de détermination étant configuré pour générer une indication positive si la valeur du régime requis est supérieure au régime requis de référence. 20 Selon un troisième aspect du dispositif électronique de commande d'une vanne d'air de refroidissement d'une turbine basse pression d'un aéronef, celui-ci peut comprendre en outre un moyen de détermination du régime requis apte à déterminer la valeur du régime requis par l'utilisateur à partir de la valeur de la position angulaire de la 25 manette de commande de poussée et à transmettre ladite valeur de régime requis audit module de réception de la valeur du régime requis par l'utilisateur. La présente invention a encore pour autre objet un aéronef comprenant un dispositif de commande électronique d'une vanne d'air de 30 refroidissement d'une turbine basse pression d'un aéronef tel que défini ci- dessus. Brève description des dessins. L'invention sera mieux comprise à la lecture faite ci-après, à 35 titre indicatif mais non limitatif, en référence aux dessins annexés sur lesquels : 3040069 8 - la figure 1 est un logigramme d'un procédé de régulation du débit d'air de refroidissement appliqué sur la surface du carter d'une turbine basse pression d'un turboréacteur d'un aéronef selon l'invention ; et 5 - la figure 2 présente schématiquement un dispositif électronique de commande d'une vanne d'air de refroidissement d'une turbine basse pression d'un turboréacteur d'un aéronef selon l'invention. Description détaillée de modes de réalisation 10 La figure 1 représente un logigramme d'un procédé de régulation du débit d'air de refroidissement appliqué sur la surface du carter d'une turbine basse pression d'un turboréacteur d'un aéronef selon l'invention, le procédé de régulation comprenant un procédé de détection d'une augmentation du régime d'une turbine basse pression d'un réacteur 15 au cours d'une phase de croisière d'un aéronef selon l'invention. Dans une première étape 100, on réalise une mesure du régime de la turbine basse pression du turboréacteur dans le but de déterminer un gradient du régime. L'objectif étant de déterminer dans une deuxième étape 110 un gradient G du régime de la turbine, la mesure réalisée dans 20 la première étape 100 peut comprendre une série d'au moins deux mesures, deux mesures successives étant séparées d'un intervalle de temps donné. Les mesures du régime sont réalisées à l'aide d'un capteur monté sur la turbine basse pression. Dans la deuxième étape 110, on calcule le gradient G du 25 régime de la turbine basse pression du turboréacteur. Le calcul comprend une détermination d'une variation de régime à partir de deux mesures de régime de la turbine basse pression, une détermination de l'intervalle de temps entre les deux mesures, puis un calcul du rapport entre la variation de régime et l'intervalle de temps sur lequel la variation de régime est 30 intervenue. Dans une troisième étape 120, on compare la valeur du gradient G de régime de turbine calculé à l'étape précédente 110 à un gradient de régime de référence Gref correspondant à un seuil à partir duquel l'augmentation du régime de la turbine est suffisamment 35 importante dans un intervalle de temps donné pour être considérée comme significative. 3040069 9 Si la valeur du gradient G de régime de turbine est inférieure au gradient de régime de référence Gref, la variation de régime n'est pas considérée comme significative sur l'intervalle de temps considéré et on retourne à la première étape 100. 5 En revanche, si la valeur du gradient G de régime de turbine est supérieure au gradient de régime de référence Gref, la variation de régime de turbine est considérée comme correspondant à un évènement potentiel d'augmentation de régime pendant la phase de croisière. Dans ce cas, dans une étape 130, on mesure la vitesse V de 10 déplacement de l'aéronef à l'aide d'un capteur de vitesse, puis on compare dans une étape suivante 140 la valeur de la mesure de la vitesse de déplacement mesurée V à une vitesse de référence Vref correspondant à un seuil de vitesse au-dessus duquel l'aéronef est considéré comme étant en phase de croisière, un aéronef atteignant généralement sa vitesse 15 maximale de vol en phase de croisière. Si la valeur de la vitesse mesurée V est inférieure à la vitesse de référence Vref, l'aéronef est considéré comme ne se trouvant pas en phase de croisière et on retourne à la première étape 100 du procédé. En revanche, si la valeur de la vitesse mesurée V de 20 déplacement de l'aéronef est supérieure à la vitesse de référence Vref, pour vérifier que l'aéronef est bien en phase de croisière, on compare dans une étape suivante 150 la valeur du régime mesurée N1 par le capteur de régime de la turbine basse pression à un régime de référence Nref de la turbine basse pression. 25 Si la valeur du régime mesurée N1 de la turbine basse pression est inférieure au régime de référence Nref, l'aéronef est considéré comme n'étant pas en phase de croisière et on retourne à la première étape 100 du procédé. En revanche, si la valeur du régime mesurée N1 est supérieure 30 au régime de référence Nref, l'aéronef est considéré comme se trouvant en phase de croisière. Dans le cas où l'aéronef est déterminé comme étant en phase de croisière à l'étape 150, on active une alarme dans une étape suivante 160. 35 L'activation de l'alarme entraîne alors, dans une étape 170, une fermeture de la vanne d'air de refroidissement de la turbine basse 3040069 10 pression jusqu'à son ouverture minimale de manière à permettre au carter de se déformer par dilatation thermique et ainsi éviter que le sommet des aubes du rotor de la turbine basse pression qui se déforment à cause de la hausse de régime ne viennent toucher et user le revêtement abradable 5 présent sur la surface intérieure du carter. La figure 2 illustre schématiquement un dispositif électronique de commande 1 d'une vanne d'air de refroidissement d'une turbine basse pression d'un turboréacteur d'un aéronef selon l'invention. Le dispositif 1 comprend un module de commande 2 de débit 10 d'air de refroidissement appliqué sur le carter de la turbine basse pression configuré pour réduire le débit d'air de refroidissement à la réception d'une alarme de détection d'une augmentation du régime de la turbine basse pression de l'aéronef au cours d'une phase de croisière. Le dispositif 1 comprend en outre un capteur de régime 3 apte 15 à mesurer le régime N1 de la turbine basse pression et une unité de détection 4 d'une augmentation du régime de la turbine basse pression d'au moins un turboréacteur de l'aéronef au cours d'une phase de croisière. L'unité de détection 4 comporte un module de réception 5 20 couplé en sortie du capteur de régime 3 et configuré pour recevoir la valeur du régime mesurée N1 par le capteur de régime 3. L'unité de détection 4 comporte en outre un module de traitement 6 couplé à la sortie du module de réception 5 qui délivre la valeur du régime mesurée N1 de la turbine basse pression et un premier 25 module de comparaison 7 couplé à la sortie du module de traitement 6. L'unité de traitement 6 est configurée pour calculer un gradient G de régime de la turbine basse pression à partir de la valeur du régime mesurée N1 et le premier module de comparaison 7 est configuré pour comparer le gradient G de régime déterminé à un gradient de régime de 30 référence Gref. L'unité de détection 4 comprend en outre un module de détermination 8 d'une indication positive ou négative que l'aéronef est en conditions de phase de croisière à partir de paramètres de vol de l'aéronef et un module d'alarme 9 configuré pour activer une alarme si le gradient G 35 de régime de turbine basse pression déterminé est supérieur au gradient 3040069 11 de régime de référence Gref et si ladite indication déterminée par le module de détermination 8 est positive. Le dispositif 1 comprend un capteur de vitesse 10 apte à mesurer la vitesse de déplacement de l'aéronef. Le module de 5 détermination 8 comporte un deuxième module de comparaison 11 couplé à la sortie du capteur de vitesse 10 et configuré pour comparer la vitesse mesurée V par le capteur de vitesse 10 à une vitesse de déplacement de l'aéronef de référence Vref. Le module de détermination 8 comprend un troisième module 10 de comparaison 12 couplé à la sortie du moyen de réception 5 et configuré pour comparer la valeur du régime mesurée N1 à un régime de référence Nref. Pour déterminer si l'aéronef est bien en phase de croisière, le module de détermination 8 comporte une unité de commande 13 couplée 15 à la sortie du deuxième comparateur 11 et du troisième comparateur 12 et configuré pour générer un signal d'indication positive si la vitesse mesurée V est supérieure à ladite vitesse de référence Vref et si le régime de la turbine basse pression N1 est supérieur au régime de référence Nref. Le module d'alarme 9 de l'unité de détection 4 est couplé à la 20 sortie du premier comparateur 7 et à la sortie de l'unité de commande 13 du module de détermination 8. Le module d'alarme 9 est configuré pour délivrer un signal d'alarme en fonction des signaux reçus du premier comparateur 7 et de l'unité de commande 13, et plus précisément si le gradient G de régime de turbine basse pression déterminé est supérieur 25 au gradient de régime de référence Gref et si l'indication déterminée par le module de détermination 8 et délivrée par l'unité de commande 13 est positive. Le module de d'alarme 9 délivre le signal d'alarme au module de commande 2 de débit d'air de refroidissement appliqué sur le carter de 30 la turbine basse pression. L'invention permet ainsi d'anticiper l'allongement soudain des aubes de la turbine basse pression qui peuvent survenir lors de phases d'augmentation du régime de la turbine basse pression au sein même d'une phase de croisière. L'anticipation permise par la détection de phase 35 d'augmentation soudaine de régime de la turbine basse pression permet ainsi de diminuer fortement voire d'annuler le risque d'usure du 3040069 12 revêtement abradable du carter lors des phases d'augmentation de régime au cours d'une phase de croisière et ainsi de limiter les risques de pénaliser les performances de l'aéronef et notamment d'augmenter de manière permanente la consommation de carburant pour le moteur. 5 REVENDICATIONS1. Procédé de détection d'une augmentation du régime d'une turbine basse pression d'un réacteur d'un aéronef au cours d'une phase de croisière, comprenant une mesure (100) du régime (N1) de la turbine basse pression par un capteur, caractérisé en ce qu'il comprend une détermination (110) d'un gradient de régime (G) de la turbine basse pression à partir du régime mesuré (N1), une comparaison (120) dudit gradient de régime déterminé (G) à un gradient de régime de référence (Gref), une détermination d'une indication positive ou négative que l'aéronef est en conditions de phase de croisière à partir de paramètres de vol de l'aéronef, et une activation (160) d'une alarme si le gradient de régime déterminé (G) est supérieur au gradient de régime de référence (Gref) et si ladite indication reçue est positive. 2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la détermination de l'indication positive ou négative que l'aéronef est en conditions de phase de croisière comporte une mesure (130) de la vitesse de déplacement (V) de l'aéronef, une comparaison (140) de la vitesse mesurée (V) à une vitesse de référence (Vref) de déplacement de l'aéronef, et une comparaison (150) dudit régime mesuré (N1) à un régime de référence (Nref), ladite indication que l'aéronef est en conditions de phase de croisière étant positive si la vitesse mesurée (V) est supérieure à ladite vitesse de référence (Vref) et le régime (N1) de la turbine basse pression est supérieur au régime de référence (Nref). 3. Procédé selon la revendication 1, dans lequel la détermination de l'indication positive ou négative que l'aéronef est en conditions de phase de croisière comporte une réception de la valeur du régime requis par l'utilisateur et une comparaison de ladite valeur du régime requis à un régime requis de référence, ladite indication que l'aéronef est en conditions de phase de croisière étant positive si la valeur du régime requis est supérieure au régime requis de référence. 4. Procédé selon la revendication 3, dans lequel la valeur du régime requis est déterminée à partir de la valeur de la position angulaire de la manette de commande de poussée. 5. Procédé de régulation du débit d'air de refroidissement appliqué sur la surface du carter d'une turbine basse pression d'un 3040069 14 aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend une détection d'une augmentation du régime de la turbine basse pression d'un réacteur d'un aéronef au cours d'une phase de croisière selon l'une des revendications 1 à 4, et une réduction (170) dudit débit d'air de refroidissement appliqué à 5 la suite d'une détection d'une augmentation du régime de ladite turbine. 6. Procédé selon la revendication 5, dans lequel la réduction du débit d'air de refroidissement comprend l'émission d'un signal d'ouverture minimale d'une vanne d'air de refroidissement pour commander la fermeture de ladite vanne jusqu'à une ouverture minimale 10 de la vanne. 7. Dispositif (1) électronique de commande d'une vanne d'air de refroidissement d'une turbine basse pression d'un aéronef comprenant un module de commande (2) de débit d'air de refroidissement apte à réduire le débit d'air à la réception d'une alarme de détection d'une 15 augmentation du régime de la turbine basse pression de l'aéronef au cours d'une phase de croisière, caractérisé en ce qu'il comprend un premier capteur (3) apte à mesurer le régime (N1) de la turbine basse pression et une unité de détection (4) d'une augmentation du régime d'une turbine basse pression d'un réacteur d'un aéronef au cours d'une 20 phase de croisière comportant un module de réception (5) de la valeur du régime mesurée (N1) par le premier capteur (3), un module de traitement (6) apte à calculer un gradient de régime (G) de la turbine basse pression à partir du régime mesuré (N1), un premier module de comparaison (7) apte à comparer le gradient de régime déterminé (G) à un gradient de 25 régime de référence (Gref), un module de détermination (8) d'une indication positive ou négative que l'aéronef est en conditions de phase de croisière à partir de paramètres de vol de l'aéronef, et un module d'alarme (9) apte à activer une alarme si le gradient (G) de régime déterminé est supérieur au gradient de régime de référence (Gref) et si ladite indication 30 reçue est positive. 8. Dispositif selon la revendication 7, comprenant un second capteur (10) apte à mesurer la vitesse (V) de déplacement de l'aéronef, le module de détermination (8) comportant en outre un deuxième module de comparaison (11) apte à comparer la vitesse mesurée (V) à une vitesse de 35 déplacement de l'aéronef de référence (Vref) et un troisième module de comparaison (12) apte à comparer le régime mesuré (N1) à un régime de 3040069 15 référence (Nref), le module de détermination (8) étant configuré pour générer une indication positive si la vitesse mesurée (V) est supérieure à ladite vitesse de référence (Vref) et le régime mesuré (N1) de la turbine basse pression est supérieur au régime de référence (Nref). 5 9. Dispositif selon la revendication 7, dans lequel le module de détermination comporte un module de réception de la valeur du régime requis par l'utilisateur, un quatrième module de comparaison apte à comparer ladite valeur du régime requis à un régime requis de référence, ledit module de détermination étant configuré pour générer une indication 10 positive si la valeur du régime requis est supérieure au régime requis de référence. 10. Dispositif selon la revendication 9, comprenant en outre un moyen de détermination du régime requis apte à déterminer la valeur du régime requis par l'utilisateur à partir de la valeur de la position angulaire 15 de la manette de commande de poussée et à transmettre ladite valeur de régime requis audit module de réception de la valeur du régime requis par l'utilisateur. 11. Aéronef comprenant un dispositif (1) de commande électronique d'une vanne d'air de refroidissement d'une turbine basse 20 pression d'un aéronef selon l'une des revendications 7 à 10.