FR 3124225 A1 20221223 FR 2106471 A 20210618 Ce système (100) comporte : une turbine à gaz (102) conçue de sorte qu’une chambre de combustion (110) puisse être allumée dans une première plage d’allumage de vitesses de rotation d’un arbre de compresseur (112) ; et un dispositif de commande (106) conçu pour commander un démarreur électrique (114) pour accélérer l’arbre de compresseur (112), et, avec l’arbre de compresseur (112) accéléré, commander une tentative d’allumage de la chambre de combustion (110). La turbine à gaz (102) étant conçue de sorte que la chambre de combustion (110) puisse être allumée dans une deuxième plage d’allumage, supérieure à la première plage d’allumage, mais pas entre ces deux plages d’allumage, la tentative d’allumage est réalisée dans la deuxième plage d’allumage. Figure pour l’abrégé : Fig. 1 SYSTÈME DE PROPULSION D’UN AÉRONEF AVEC DISPOSITIF DE COMMANDE DE DÉMARRAGE Domaine technique de l’invention La présente invention concerne un système et un procédé de propulsion d’un aéronef, ainsi qu’un programme d’ordinateur pour la mise en œuvre du procédé. Arrière-plan technologique Le document FR 2 995 345 A1 décrit une turbine à gaz d’aéronef comprenant une chambre de combustion, un arbre de compresseur pour alimenter en air comprimé la chambre de combustion et un démarreur relié à l’arbre de manière à lui fournir un couple de démarrage suffisant pour l’entraîner en rotation. Le document décrit également les phases de démarrage nécessaires au démarrage de la turbine à gaz qui comportent une phase dite de pré-accélération durant laquelle le démarreur est activé pour entraîner l’arbre en rotation suivie d’une phase dite de stabilisation durant laquelle la vitesse de rotation de l’arbre est maintenue à un palier. Cette phase de stabilisation correspond à une temporisation durant laquelle les différents équipements d’allumage de la chambre de combustion sont activés pour être prêts à être utilisés. Ces phases ont la particularité d’être réalisées lorsque l’arbre de compresseur tourne à bas régime, c’est-à-dire avec une faible vitesse de rotation. Une fois la vitesse de rotation de l’arbre stabilisée, une tentative d’allumage de la chambre de combustion par les équipements d’allumage activés est réalisée. En cas de succès de l’allumage, l’arbre est accéléré jusqu’à atteindre un haut régime, c’est-à-dire de hautes vitesses de rotation. L’invention propose un perfectionnement à ces technologies, qui permet notamment de compléter la stratégie de démarrage d’une turbine à gaz en proposant un système de propulsion améliorant le temps et les chances de démarrage. Il est donc proposé un système de propulsion d’un aéronef comportant : une turbine à gaz comprenant : une chambre de combustion, un dispositif d’allumage de la chambre de combustion, un compresseur d’alimentation en air de la chambre de combustion, le compresseur étant muni d’un arbre de compresseur, et un démarreur électrique d’entraînement de l’arbre de compresseur, la turbine à gaz étant conçue de sorte que la chambre de combustion puisse être allumée par le dispositif d’allumage dans une première plage d’allumage de vitesses de rotation de l’arbre de compresseur ; un dispositif de commande de démarrage conçu pour : alors que la chambre de combustion est éteinte, commander le démarreur électrique pour accélérer l’arbre de compresseur, et avec l’arbre de compresseur accéléré, commander le dispositif d’allumage pour tenter un allumage de la chambre de combustion ; caractérisé en ce que, la turbine à gaz étant conçue de sorte que la chambre de combustion puisse en outre être allumée par le dispositif d’allumage dans une deuxième plage d’allumage de vitesses de rotation de l’arbre de compresseur, supérieure à la première plage d’allumage, mais pas entre ces deux plages d’allumage, le dispositif de commande est conçu, lors de l’accélération de l’arbre de compresseur, pour accélérer ce dernier jusqu’à la deuxième plage d’allumage pour tenter l’allumage de la chambre de combustion dans cette dernière. Ainsi, grâce à l’invention, le temps de démarrage peut être diminué, en s’affranchissant d’une phase de stabilisation, ou temporisation de la vitesse de rotation.. En effet, durant la phase d’accélération jusqu’à haut régime, chambre de combustion éteinte, les différents équipements d’allumage tels que le dispositif d’allumage ou bien un ou des injecteur(s) de carburant peuvent être activés de sorte à être déjà prêts à être utilisés lorsque la deuxième plage d’allumage est atteinte. Encore grâce à l’invention, la fiabilité et la reproductibilité du démarrage est amélioré, les problématiques d’opérabilité comme par exemples les risques de sur-températures, étant supprimées. Le système selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques ci-dessous, prises isolément les unes avec les autres ou en combinaison les unes avec les autres : la deuxième plage d’allumage présente une borne inférieure au moins égale à 40% d’une vitesse nominale de rotation de l’arbre de compresseur ; la première plage d’allumage présente une borne supérieure valant au plus 30% de la vitesse nominale de rotation de l’arbre de compresseur ; le dispositif de commande est conçu, en cas d’échec de la tentative d’allumage, pour : faire décélérer l’arbre de compresseur, jusqu’à atteindre la première plage d’allumage ; et avec la vitesse de rotation dans la première plage, commander le dispositif d’allumage pour tenter un allumage de la chambre de combustion ; le dispositif de commande est conçu pour commander le démarreur électrique et le dispositif d’allumage en réponse à une extinction de la chambre de combustion et à la détection que la vitesse de rotation passe en-dessous de la deuxième plage d’allumage ; le dispositif de commande est configuré pour déterminer une borne inférieure de la deuxième plage d’allumage à partir d’au moins un paramètre d’environnement atmosphérique de la turbine à gaz. L’invention concerne également un aéronef comprenant un système de propulsion selon l’invention. L’invention concerne également un procédé de démarrage d’une turbine à gaz d’un aéronef, comportant : alors qu’une chambre de combustion de la turbine à gaz est éteinte, la commande d’un démarreur électrique de la turbine à gaz pour accélérer un arbre de compresseur entraînant un compresseur d’alimentation en air de la chambre de combustion ; et avec l’arbre de compresseur accéléré, la commande d’un dispositif d’allumage de la turbine à gaz pour tenter un allumage de la chambre de combustion ; caractérisé en ce que, la turbine à gaz étant conçue de sorte que la chambre de combustion puisse être allumée par le dispositif d’allumage dans une première plage d’allumage et dans une deuxième plage d’allumage de vitesses de rotation de l’arbre de compresseur, la deuxième plage d’allumage étant supérieure à la première plage d’allumage, mais pas entre ces deux plages d’allumage, l’arbre de compresseur est accéléré jusqu’à la deuxième plage d’allumage pour tenter l’allumage de la chambre de combustion dans cette dernière. Le procédé selon l’invention peut comprendre la caractéristique suivante : une borne inférieure de la deuxième plage d’allumage est préalablement déterminée par essai sur la turbine à gaz ou bien par simulation de la turbine à gaz. L’invention concerne également un programme d’ordinateur téléchargeable depuis un réseau de communication et/ou enregistré sur un support lisible par ordinateur, caractérisé en ce qu’il comprend des instructions pour l’exécution d’un procédé de démarrage selon l’invention, lorsque le programme d’ordinateur est exécuté sur un ordinateur. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise à l’aide de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple et faite en se référant aux dessins annexés dans lesquels : la est une vue très schématique d’un système de propulsion d’un aéronef avec son dispositif de commande de démarrage, selon l’invention, la est un schéma-bloc d’un exemple de procédé de détermination de seuils d’allumage pour la vitesse de rotation selon l’invention, la est un schéma-bloc d’un premier exemple de procédé de démarrage selon l’invention, la est un schéma-bloc d’un deuxième exemple de procédé de démarrage selon l’invention, dans le cas d’une extinction préalable de la turbine à gaz, la est un diagramme représentant l’évolution d’un paramètre de charge aérodynamique en fonction d’une vitesse de rotation d’un arbre de compresseur du système de propulsion selon l’invention, la est un diagramme représentant les phases de démarrage d’une turbine à gaz d’un aéronef équipé du système selon l’invention, et la est un diagramme représentant les phases de démarrage d’une turbine à gaz d’un aéronef équipé du système selon l’invention, dans le cas d’une extinction préalable de la turbine à gaz. Système de propulsion (100) d’un aéronef comportant : une turbine à gaz (102) comprenant : une chambre de combustion (110), un dispositif d’allumage (108) de la chambre de combustion (110), un compresseur (113) d’alimentation en air de la chambre de combustion (110), le compresseur (113) étant muni d’un arbre de compresseur (112), et un démarreur électrique (114) d’entraînement de l’arbre de compresseur (112), la turbine à gaz (102) étant conçue de sorte que la chambre de combustion (110) puisse être allumée par le dispositif d’allumage (108) dans une première plage d’allumage (P1) de vitesses de rotation de l’arbre de compresseur (112) ; un dispositif de commande (106) de démarrage conçu pour : alors que la chambre de combustion (110) est éteinte, commander le démarreur électrique (114) pour accélérer l’arbre de compresseur (112), et avec l’arbre de compresseur (112) accéléré, commander le dispositif d’allumage (108) pour tenter un allumage de la chambre de combustion (110) ; caractérisé en ce que, la turbine à gaz (102) étant conçue de sorte que la chambre de combustion (110) puisse en outre être allumée par le dispositif d’allumage (108) dans une deuxième plage d’allumage (P3) de vitesses de rotation de l’arbre de compresseur (112), supérieure à la première plage d’allumage (P1), mais pas entre ces deux plages d’allumage (P1, P3), le dispositif de commande (106) est conçu, lors de l’accélération de l’arbre de compresseur (112), pour accélérer ce dernier jusqu’à la deuxième plage d’allumage (P3) pour tenter l’allumage de la chambre de combustion (110) dans cette dernière. Système de propulsion (100) selon la revendication 1, dans lequel la deuxième plage d’allumage (P3) présente une borne inférieure (n2) au moins égale à 40% d’une vitesse nominale de rotation de l’arbre de compresseur (112). Système de propulsion (100) selon la revendication 2, dans lequel la première plage d’allumage (P1) présente une borne supérieure (n1) valant au plus 30% de la vitesse nominale de rotation de l’arbre de compresseur (112). Système de propulsion (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le dispositif de commande (106) est conçu, en cas d’échec de la tentative d’allumage, pour : faire décélérer l’arbre de compresseur (112), jusqu’à atteindre la première plage d’allumage (P1) ; et avec la vitesse de rotation (N GG ) dans la première plage (P1), commander le dispositif d’allumage (108) pour tenter un allumage de la chambre de combustion (110). Système de propulsion (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 4, dans lequel le dispositif de commande (106) est conçu pour commander le démarreur électrique (114) et le dispositif d’allumage (108) en réponse à une extinction de la chambre de combustion (110) et à la détection que la vitesse de rotation (N GG ) passe en-dessous de la deuxième plage d’allumage (P3). Système de propulsion (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 5, dans lequel le dispositif de commande (106) est configuré pour déterminer une borne inférieure (n2) de la deuxième plage d’allumage (P3) à partir d’au moins un paramètre mesuré d’environnement atmosphérique de la turbine à gaz (102). Aéronef comprenant un système de propulsion (100) selon l’une quelconque des revendications 1 à 6. Procédé (300 ; 400) de démarrage d’une turbine à gaz (102) d’un aéronef, comportant : alors qu’une chambre de combustion (110) de la turbine à gaz (102) est éteinte, la commande (304 ; 406) d’un démarreur électrique (114) de la turbine à gaz pour accélérer un arbre de compresseur (112) entraînant un compresseur (113) d’alimentation en air de la chambre de combustion (110) ; et avec l’arbre de compresseur (112) accéléré, la commande (308 ; 408) d’un dispositif d’allumage (108) de la turbine à gaz (102) pour tenter un allumage de la chambre de combustion (110) ; caractérisé en ce que, la turbine à gaz (102) étant conçu de sorte que la chambre de combustion (110) puisse être allumée par le dispositif d’allumage (108) dans une première page d’allumage (P1) et dans une deuxième plage d’allumage (P3) de vitesses de rotation de l’arbre de compresseur (112), la deuxième plage d’allumage (P3) étant supérieure à la première plage d’allumage (P1), mais pas entre ces deux plages d’allumage (P1, P3), l’arbre de compresseur (112) est accéléré jusqu’à la deuxième plage d’allumage (P3) pour tenter l’allumage de la chambre de combustion (110) dans cette dernière. Procédé (300 ; 400) selon la revendication 8, dans lequel une borne inférieure (n2) de la deuxième plage d’allumage (P3) est préalablement déterminée par essai sur la turbine à gaz (102) ou bien par simulation de la turbine à gaz (102). Programme d’ordinateur (128) téléchargeable depuis un réseau de communication et/ou enregistré sur un support lisible par ordinateur, caractérisé en ce qu’il comprend des instructions pour l’exécution d’un procédé de démarrage (300, 400) selon la revendication 9, lorsque le programme d’ordinateur (128) est exécuté sur un ordinateur.