FR 3145774 A1 20240816 FR 2301370 A 20230214 Procédé et système de démarrage bitension 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 d’un aéronef bimoteur comportant deux réseaux électriques indépendants comprenant chacun une batterie 28V (BAT 1, BAT2) alimentant sélectivement un démarreur-générateur (S/G 1, S/G 2), dans lequel, pour assurer sous la commande d’un calculateur de régulation de la turbomachine (EECU), le démarrage de la turbomachine d’abord sous une tension de 28V par la mise en parallèle des deux batteries puis sous une tension de 56V par leur mise en série tout en évitant une accélération trop rapide du générateur de gaz, la mise en série des deux batteries n’est commandée qu’une fois la chambre de combustion du générateur de gaz allumée et la vitesse du générateur de gaz supérieure à un seuil de vitesse N1 prédéterminé permettant d’assurer par cette mise en série une marge d’accélération positive au point de trainée maximale du générateur de gaz. Figure pour l’abrégé : Fig. 2. Procédé et système de démarrage bitension 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 bimoteur et elle concerne plus particulièrement un procédé et un système de démarrage bitension 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 90 suffisant pour compenser le couple de trainée 92 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 94 plus important propre à cette architecture, excède 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 couteuse qu’une turbomachine simple corps de performances équivalentes, en raison notamment des deux arbres coaxiaux qui constituent son générateur de gaz. Il a donc aussi été proposé 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 basé sur l’utilisation de deux batteries de tension nominale 28V connectées tout d’abord en parallèle se partageant le courant de démarrage puis en série pour délivrer une tension double de 56V. Alimenter un démarreur-générateur à balais avec deux batteries 28V en série permet de fournir un courant d’induit et donc un couple mécanique nettement plus importants à même d’assister l’accélération du générateur de gaz dans la plage de vitesse où le couple de trainée d’un générateur de gaz simple corps est trop élevé pour le couple de démarrage obtenu avec une seule batterie 28V. Toutefois, un tel système n’est pas en mesure de gérer la problématique de l’accélération trop rapide qu’il procure pendant la fenêtre d’allumage du générateur de gaz, qui est susceptible de dégrader les performances d’allumage de la chambre de combustion. D’autre part, alimenter un démarreur à balais sous une tension double de 56V (au lieu de 28V sur une seule batterie) à vitesse initialement nulle provoque, pendant les premiers instants du démarrage, un couple très élevé qui exige de mécaniquement sur-dimensionner la transmission auxiliaire. 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 bimoteur 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 d’un aéronef bimoteur comportant deux réseaux électriques indépendants comprenant chacun une batterie 28V alimentant sélectivement un démarreur-générateur, un calculateur de régulation de la turbomachine commandant le démarrage de la turbomachine d’abord sous une tension nominale de 28V par la mise en parallèle des deux batteries puis sous une tension nominale de 56V par leur mise en série tout en évitant une accélération trop rapide du générateur de gaz, caractérisé en ce que le calculateur de régulation de la turbomachine est configuré pour ne commander la mise en série des deux batteries qu’une fois la chambre de combustion de générateur de gaz allumée et la vitesse du générateur de gaz supérieure à un seuil de vitesse N1 prédéterminé permettant d’assurer par cette mise en série une marge d’accélération positive au point de trainée maximale du générateur de gaz. Ainsi, une accélération trop rapide pendant la fenêtre d’allumage peut être évitée permettant d’assurer des conditions optimales d’allumage de la chambre de combustion de la turbomachine. Avantageusement, la mise en série des deux batteries peut être en outre commandée si, une fois la chambre de combustion allumée et avant le point de trainée maximale, l’accélération du générateur de gaz est inférieure à un seuil d’accélération DN2 prédéterminé, de manière à éviter un risque de stagnation du démarrage. De préférence, le seuil de vitesse N1 du générateur de gaz est compris entre 10 et 25% d’une vitesse nominale NTOP du générateur de gaz ou le seuil d’accélération DN2 du générateur de gaz est compris entre 1 et 3% d’une vitesse nominale NTOP/s du générateur de gaz. Avantageusement, le seuil de fin de démarrage NCUTOFF correspondant à la vitesse à partir de laquelle le générateur de gaz de la turbomachine est capable d’accélérer de lui-même jusqu’au régime de ralenti, est compris entre 50 et 60% d’une vitesse nominale NTOP du générateur de gaz. De préférence, afin d’éviter un éventuel chevauchement des contacteurs électriques aboutissant à court-circuiter une batterie lors de la reconfiguration, la mise en série des deux batteries est précédée d’un temps mort dont la durée est comprise entre 150 et 300ms. L’invention concerne également un système de démarrage d’une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps d’un aéronef bimoteur comportant deux réseaux électriques indépendants comprenant chacun une batterie 28V alimentant sélectivement un démarreur-générateur, un calculateur de régulation de la turbomachine commandant le démarrage de la turbomachine d’abord sous une tension nominale de 28V par la mise en parallèle des deux batteries puis sous une tension nominale de 56V par leur mise en série tout en évitant une accélération trop rapide du générateur de gaz, caractérisé en ce que le calculateur de régulation de la turbomachine est configuré pour ne commander la mise en série des deux batteries qu’une fois la chambre de combustion du générateur de gaz allumée et la vitesse du générateur de gaz supérieure à un seuil de vitesse N1 prédéterminé permettant d’assurer par cette mise en série une marge d’accélération positive au point de trainée maximale du générateur de gaz. Le système de démarrage comporte en outre une prise de parc destinée à être connectée à un groupe de puissance 28V au sol dans lequel le calculateur de régulation de la turbomachine est en outre configuré pour alimenter un premier démarreur–générateur à partir du groupe de puissance au sol puis par la mise en série du groupe de puissance au sol avec une des deux batteries, une fois la chambre de combustion allumée et la vitesse du générateur de gaz supérieure à un seuil de vitesse N1 prédéterminé permettant d’assurer par cette mise en série une marge d’accélération positive au point de trainée maximale du générateur de gaz. L’invention concerne enfin une turbomachine d’aéronef à voilure tournante ou fixe comprenant un système de démarrage tel que précité et l’aéronef bimoteur 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 un exemple de l’architecture électrique du système de démarrage de la , [Fig. 3-13] les figures 3 à 13 montrent les différentes étapes du fonctionnement de l’architecture électrique 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 présente un logigramme de pilotage du système de démarrage d’une turbomachine simple corps conforme à l’invention, [Fig. 16-25] les figures 16 à 25 montrent les différentes étapes du fonctionnement de l’architecture électrique de la depuis une prise de parc, 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. Dans les architectures multi-moteurs (et notamment bimoteurs) des aéronefs à voilures tournante ou fixe, le réseau électrique 28VDC est déjà la plupart du temps organisé en au moins deux réseaux indépendants, un par génératrice et donc un par moteur, incluant chacun au moins une batterie 28V. L’invention repose donc sur le principe consistant à reconfigurer pendant le démarrage deux batteries 28V préexistantes, de manière à alimenter le démarreur-générateur (S/G) sous une tension de 28V (batteries en parallèle) en début de démarrage, puis en 56V (batteries en série) afin de vaincre le couple résistant au point de trainée maximale du générateur de gaz. Toutefois, dans l’objectif de minimiser le couple de démarrage à vitesse nulle ainsi que l’accélération du générateur de gaz dans la fenêtre d’allumage, une accélération trop rapide dans cette plage de vitesse pouvant être préjudiciable à l’allumage de la chambre de combustion, il convient de n’alimenter le démarreur-générateur sous 56V qu’à partir d’un certain seuil de vitesse, préférentiellement lorsque la chambre de combustion est déjà allumée. L’invention propose donc une architecture électrique de réseau basse tension adaptée à un appareil de type bimoteur à voilure tournante ou fixe, incluant des équipements de reconfiguration (contacteurs), des sources de tension disponibles (batteries, prise de parc, démarreurs-générateurs) et associée à une stratégie de gestion de ces équipements de reconfiguration, permettant d’alimenter les démarreurs-générateurs des turbomachines à turbine libre et générateur de gaz simple corps d’abord sous une tension nominale de 28V, puis sous une tension nominale de 56V grâce à la mise en série de deux batteries 28V en évitant une accélération trop rapide dans la fenêtre d’allumage. On notera pour la suite de description, que les tensions de 28V et 56V sont des valeurs nominales 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. On notera que le fait d’alimenter pendant la durée limitée d’un démarrage d’une turbomachine – typiquement une vingtaine de secondes - sous 56V un démarreur-générateur à balais prévu pour une tension nominale de 28V n’endommage pas ce dernier, une telle tension de 56V restant très significativement en-dessous des performances diélectriques des isolants, que ce soit celles des bobinages de la machine tournante ou des câbles (voir par exemple les normes aéronautiques EN2282 et MIL-STD-704 qui prévoient sur les réseaux de bord 28V des surtensions transitoires de l’ordre de 50 à 60 Volts). 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 et destinée à être montée dans un aéronef bimoteur. 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 généralement également un ensemble de réduction la reliant au système de démarrage 28. La présente un schéma de l’architecture électrique du réseau électrique 28V d’un aéronef bimoteur (à voilure fixe ou voilure tournante) pourvu de deux turbomachines à turbine libre et générateur de gaz simple corps telles que celle illustrée précédemment et adaptée à la mise en œuvre de l’invention. Classiquement, on retrouve deux réseaux électriques DC BUS 1 et DC BUS 2 comprenant chacun un démarreur-générateur 28V à balais S/G 1 et S/G 2 et une batterie 28V BAT1 et BAT2, une prise de parc PS permettant de relier le réseau de bord à un groupe de puissance 28V au sol GPU (pour « Ground power unit »), ainsi que divers contacteurs (électromécaniques ou statiques) permettant de reconfigurer le réseau de bord et dont le fonctionnement sera décrit plus avant: Des contacteurs de démarrage K51 / K52 permettant de connecter le démarreur-générateur 1 ou 2 au réseau correspondant DC BUS 1 ou DC BUS 2, Des contacteurs de parc K61 / K62 permettant de connecter la prise de parc PS respectivement au réseau DC BUS 1 et DC BUS 2, Un contacteur de couplage K4, souvent appelé en anglais « bus tie contactor », permettant classiquement de connecter le réseau DC BUS 1 au réseau DC BUS 2, notamment en cas de panne d’un démarreur-générateur ou d’une turbomachine en vol, Des contacteurs de bus K21 / K22 permettant de connecter la batterie 1 ou la batterie 2 respectivement au réseau DC BUS 1 et DC BUS 2, Des contacteurs d’autorisation K11 / K12, spécifiques à l’invention, permettant de déconnecter la polarité négative de chacune des deux batteries du potentiel de référence de l’aéronef (0V) afin d’autoriser la mise en série, et Des contacteurs de liaison K31 / K32, également spécifiques à l’invention, permettant de connecter les batteries en série. La séquence de fonctionnement permettant le démarrage successif des deux turbomachines à partir des deux batteries embarquées est maintenant détaillée aux figures 3 à 13. Dans la suite de la description, par « démarreur », il faut entendre « démarreur-générateur ». La illustre l’état initial de cette architecture électrique correspondant à l’arrêt des deux turbomachines et dans lequel les deux contacteurs K11 et K12 sont fermés, de manière à ce que la polarité négative de chacune des deux batteries soit référencée au potentiel de référence de l’aéronef. Tous les autres contacteurs sont ouverts. La illustre l’étape suivante correspondant à une première partie du démarrage de la turbomachine n°1. Lorsque le démarrage de la turbomachine n°1 est demandé, les contacteurs K21, K22, K4 et K51 sont fermés de manière à alimenter le démarreur n°1 sous une tension nominale de 28V fournie par les deux batteries en parallèle. Simultanément, le calculateur de régulation de la turbomachine n°1 pilote l’injection de carburant dans la chambre de combustion selon une loi de démarrage appropriée et met les bougies d’allumage sous tension entrainant l’allumage de la chambre de combustion. La l’illustre l’étape suivante correspondant à la reconfiguration du réseau de bord. A partir de l’instant où la vitesse NG du générateur de gaz dépasse un certain seuil de vitesse N1 ou lorsque son accélération dNG/dt diminue en-dessous d’un certain seuil DN2 dont l’élaboration est détaillée plus bas, les contacteurs K11 et K4 sont ouverts. Le démarreur n°1 n’est donc momentanément plus alimenté. La illustre l’étape suivante correspondant à la seconde partie du démarrage de la turbomachine n°1. Dès que l’ouverture des contacteurs K11 et K4 est confirmée (la confirmation pouvant être obtenue par exemple via l’acquisition par le système de régulation d’un contact auxiliaire de recopie de position des contacts principaux de K11 et K4), le contacteur K32 est fermé entrainant l’alimentation du démarreur par les deux batteries 28V BAT1 et BAT2 alors connectées en série, une des deux batteries, en l’espèce BAT2, étant référencée au potentiel de référence de l’aéronef. Le démarrage de la turbomachine n°1 se poursuit donc avec son démarreur n°1 alimenté sous une tension nominale de 56V. La illustre l’étape suivante correspondant à la fin du démarrage et l’accélération autonome du générateur de gaz de la turbomachine n°1 jusqu’au ralenti. Lorsque le seuil de vitesse N CUTOFF de coupure démarreur est atteint, le contacteur K32 est ouvert. Le générateur de gaz poursuit son accélération par ses propres moyens sous l’effet de la détente des gaz dans la chambre de combustion. La illustre l’étape suivante correspondant à la commutation du démarreur n°1 en mode génération. Lorsque la turbomachine n°1 a achevé son démarrage et a atteint le régime de ralenti sol à partir duquel il est possible de prélever de la puissance sur son générateur de gaz, le contacteur K11 est fermé et le démarreur n°1 peut recharger la batterie BAT1. La turbomachine n°1 étant démarrée, il faut maintenant faire de même avec la turbomachine n°2. La illustre donc l’étape suivante correspondant à la première partie du démarrage de la turbomachine n°2. Lorsque le démarrage de la turbomachine n°2 est demandé, les contacteurs K4 et K52 sont fermés de manière à alimenter le démarreur n°2 sous une tension nominale de 28V fournie par les deux batteries en parallèle ainsi que par le démarreur n°1 fonctionnant alors en parallèle en génératrice (généralement, une fonction dite de « cross-start » intégrée au GCU permet de limiter le courant fourni par le démarreur n°1 au niveau de son courant nominal en génération, soit autour de 400A dans le cas d’une génératrice/démarreur 12kW). Simultanément, le calculateur de régulation de la turbomachine n°2 pilote l’injection de carburant dans la chambre de combustion selon une loi de démarrage appropriée et met les bougies d’allumage sous tension provoquant l’allumage de la chambre de combustion. La illustre l’étape suivante de reconfiguration du réseau de bord. A partir de l’instant où la vitesse NG du générateur de gaz dépasse un certain seuil de vitesse N1 ou lorsque son accélération dNG/dt diminue en-dessous d’un certain seuil dont l’élaboration est détaillée plus bas, les contacteurs K4 et K12 sont ouverts. Le démarreur n°2 n’est donc momentanément plus alimenté. La illustre l’étape suivante correspondant à la seconde partie du démarrage de la turbomachine n°2. Dès que l’ouverture des contacteurs K12 et K4 est confirmée, le contacteur K31 est fermé permettant l’alimentation du démarreur par les deux batteries 28V BAT1 et BAT2 alors connectées en série, la batterie BAT1 ainsi que le démarreur n°1 étant toujours connectés en parallèle et référencés au potentiel de référence de l’aéronef. Le démarrage de la turbomachine n°2 se poursuit donc avec le démarreur n°2 alimenté sous une tension nominale de 56V. La illustre l’étape suivante correspondant à la fin du démarrage et l’accélération autonome du générateur de gaz de la turbomachine n°2 jusqu’au ralenti. Lorsque le seuil de vitesse N CUTOFF de coupure démarreur est atteint, le contacteur K31 est ouvert et le générateur de gaz de la turbomachine n°2 poursuit son accélération par ses propres moyens. Les deux réseaux électriques DC BUS 1 et DC BUS 2 sont à partir de ce moment isolés l’un de l’autre. La illustre l’étape finale de commutation du démarreur n°2 en mode génération. Lorsque la turbomachine n°2 a achevé son démarrage et a atteint le régime de ralenti sol à partir duquel il est possible de prélever de la puissance sur son générateur de gaz, le contacteur K12 est fermé et le démarreur n°2 faisant fonction de génératrice peut recharger la batterie BAT2. Le réseau de bord est donc maintenant configuré dans son état de fonctionnement nominal. Les deux turbomachines sont démarrées, chaque démarreur fonctionnant en génératrice alimente son propre réseau 28V et peut notamment recharger la batterie correspondante, les deux réseaux DC BUS 1 et DC BUS 2 étant isolés l’un de l’autre par les contacteurs K4, K31 et K32 en position ouverte. L’allure de la courbe de couple de démarrage en fonction de la vitesse du générateur de gaz NG obtenue par ce dispositif est illustrée sur la . On peut y noter que lors du temps mort T correspondant à la reconfiguration des batteries BAT 1 et BAT2 (passage de la connexion parallèle à la connexion série des figures 5 et 10), le couple démarreur tombe brièvement à zéro puisque pendant un court laps de temps, le démarreur n’est plus alimenté. En effet, ce temps mort T est indispensable pour confirmer l’ouverture des contacteurs K4 et K11 (cas du démarrage de la turbomachine n°1) ou K4 et K12 (cas du démarrage de la turbomachine n°2) avant la reconfiguration des batteries en série (fermeture du contacteur K32 ou K31), afin d’éviter un éventuel chevauchement aboutissant à court-circuiter une batterie, évènement qui doit être absolument évité. Physiquement, avec des contacteurs électromécaniques adaptés aux courants de démarrage élevés, la durée de ce temps mort (confirmation de l’ouverture + délai de fermeture) est typiquement de l’ordre de 150 à 300ms. Compte tenu de l’inertie mécanique élevée du générateur de gaz simple corps d’une turbomachine de moyenne puissance, la chute de vitesse correspondante reste inférieure à 1% de la vitesse de rotation nominale NTOP du générateur de gaz correspondant typiquement à la puissance maximale de la turbomachine au décollage (en anglais « Take-Off Power »), ce qui permet de garantir l’absence de risque d’extinction de la chambre et ne pénalise pas de manière perceptible les performances de démarrage de la turbomachine. On peut noter sur la courbe de démarrage que le couple de démarrage initial à vitesse nulle (point A), lors de la fermeture des contacteurs, est limité par la tension d’alimentation correspondant à la mise en parallèle des batteries BAT1 et BAT2, soit une tension réduite (au plus égale à 28V) et que l’allumage de la chambre de combustion s’effectue lorsque le démarreur est alimenté sous tension réduite (batteries en parallèle), alors que l’accélération du générateur de gaz reste modérée, donc dans des conditions favorables. On peut noter également, qu’après la reconfiguration en série des deux batteries, le couple du démarreur devient suffisant pour garantir une marge d’accélération M positive au point de trainée maximale (point B). Simultanément, le fait que la turbomachine soit déjà en rotation et donc que le démarreur fournisse une force contre-électromotrice (f.c.é.m.) non nulle permet de limiter l’amplitude du courant d’induit et donc le couple du démarreur lors de la reconfiguration des deux batteries en série (point P) à un niveau sensiblement inférieur à celui que l’on obtiendrait si la mise sous tension du démarreur avec les deux batteries en série s’effectuait dès le début du démarrage, à vitesse et donc à f.c.é.m. nulle (point P’), permettant ainsi d’éviter un surdimensionnement mécanique de la boite d’accessoires et de la transmission auxiliaire. La présente un logigramme de pilotage de la séquence de démarrage de la turbomachine n°1 du point de vue de la commande des différents contacteurs. Dans une étape initiale 50, les contacteurs K11 et K12 sont initialement fermés, afin de référencer la polarité négative de chaque batterie au potentiel de référence de l’appareil. La turbomachine n°1 est donc à l’arrêt (étape 52). Une fois l’ordre de démarrage de la turbomachine n°1 donné par le pilote dans une étape 54, le calculateur de régulation de la turbomachine (EECU) dans une étape suivante 56 commande simultanément la fermeture des contacteurs K21, K22, K4 et K51, de manière à alimenter le démarreur n°1 avec les deux batteries 28V BAT1 et BAT2 en parallèle, l’injection de carburant selon une loi de démarrage appropriée et la mise sous tension des bougies d’allumage. Au fur et à mesure que le générateur de gaz monte en vitesse, l’air est admis dans la chambre de combustion, les étincelles des bougies enflamment le mélange et la chambre de combustion s’allume, entrainant, dans une étape suivante 58, la détection de l’allumage de la chambre par l’EECU (ce qui se fait par exemple en constatant l’augmentation de température TET pour « Température d’Entrée Turbine » ou T45 des gaz de combustion). L’étape suivante 60 consiste en la détection d’au moins une des deux conditions suivantes nécessaires à la mise en série des batteries BAT1 et BAT2 : NG supérieur à un seuil N1 fixe, seuil de vitesse à partir duquel on considère que l’allumage de la chambre de combustion est suffisamment stabilisé pour que l’accélération du générateur de gaz consécutive à la mise en série des deux batteries ne risque plus de souffler la flamme et d’éteindre la chambre de combustion, ce qui aurait pour conséquence d’interrompre le démarrage. Ce seuil N1 peut-être fixé à une valeur correspondant à la borne haute de la fenêtre d’allumage, par exemple entre 10 et 25% de NTOP (essentiellement fonction de la technologie de la chambre de combustion), Ou dNG/dt inférieur à un seuil DN2 fixe, indiquant que la marge d’accélération entre le couple démarreur alimenté en 28V et le couple de trainée du générateur de gaz devient trop faible, avec le risque d’une stagnation au démarrage (incapacité du générateur de gaz à accélérer bien que la chambre soit allumée) et d’un endommagement par sur-température de la turbomachine. Ce critère d’accélération minimale du générateur de gaz peut être fixé à une valeur de l’ordre de 1 à 3% de NTOP/s. La mise en série ainsi réalisée des deux batteries permet alors d’assurer une marge d’accélération positive lorsque la vitesse du générateur de gaz NG approche la zone de couple résistant maximum, tout en protégeant la turbomachine contre les risques de stagnation au démarrage et d’extinction de la chambre de combustion. Lorsque l’une au moins de ces deux conditions est remplie, il est alors commandé dans une nouvelle étape 62 l’ouverture des contacteurs K11 et K4, et après une étape 64 de confirmation de l’ouverture effective des contacteurs K11 et K4 (réalisée par exemple, dans le cas de contacteurs électromécaniques, via la relecture de contacts de recopie de position des contacts principaux), la fermeture du contacteur K32 est commandée dans une étape 66. Lorsque, dans une étape 68, la vitesse du générateur de gaz atteint le seuil de fin de démarrage N CUTOFF correspondant à la vitesse à partir de laquelle le générateur de gaz de la turbomachine est capable d’accélérer de lui-même jusqu’au régime de ralenti, généralement de l’ordre de 50 à 60% de NTOP, l’EECU, dans une étape 70, commande l’extinction des bougies d’allumage et l’ouverture du contacteur K32 de manière à couper le démarreur n°1. Le générateur de gaz poursuit alors son accélération par lui-même dans l’étape suivante 72. Une fois le régime de ralenti atteint, le démarreur de la turbomachine n°1 peut être commuté en mode génération électrique de manière à alimenter le réseau de bord 28V DC BUS 1 et recharger la batterie BAT1. Le logigramme de la séquence de démarrage de la turbomachine n°2 est bien entendu semblable. Le démarrage opère d’une manière analogue en suivant les mêmes étapes et en utilisant notamment les mêmes conditions basées sur la mesure de vitesse ou d’accélération du générateur de gaz pour déclencher la transition de la connexion parallèle à la connexion série des batteries BAT1 et BAT2 pour alimenter le démarreur n°2. On notera qu’à tout moment (étapes 74, 76 ou 78), le pilote peut lancer un ordre d’arrêt de la turbomachine, engageant deux nouvelles étapes dans laquelle le contacteur K32 est ouvert (étape 80) et où l’EECU coupe l’injection de carburant, éteint les bougies, ouvre les contacteurs et ainsi désactive les deux démarreurs (étape 82), le générateur de gaz se retrouvant dans un régime d’autorotation dans l’étape suivante 84 avant que la turbomachine ne revienne dans sa position initiale d’arrêt de l’étape 52 lorsque la vitesse NG devient nulle (étape 86). Par ailleurs, le schéma de la est aussi compatible avec un démarrage au sol sur un groupe de parc (GPU), le principal intérêt étant d’économiser la charge des batteries embarquées. La séquence de démarrage est illustrée sur les figures 16 à 25. La illustre l’état initial de l’architecture électrique, qui est identique au démarrage sur batteries correspondant à l’arrêt des deux turbomachines, et dans lequel les deux contacteurs K11 et K12 sont fermés, de manière à ce que la polarité négative de chacune des deux batteries soit référencée au potentiel de référence de l’aéronef. Tous les autres contacteurs sont ouverts. La illustre l’étape suivante correspondant à la première partie du démarrage de la turbomachine n°1. Lorsque le démarrage de la turbomachine n°1 est demandé, les contacteurs K62, K4 et K51 sont fermés de manière à alimenter le démarreur n°1 sous une tension nominale de 28V fournie par le GPU. Simultanément, le calculateur de régulation de la turbomachine (EECU) de la turbomachine n°1 pilote l’injection de carburant dans la chambre de combustion selon une loi de démarrage appropriée et met les bougies sous tension allumant la chambre de combustion. La illustre l’étape de reconfiguration du réseau électrique de bord. A partir du seuil de vitesse N1 ou d’accélération DN2 défini plus haut, les contacteurs K4 et K11 sont ouverts. Le démarreur n°1 n’est donc momentanément plus alimenté. La illustre l’étape suivante correspondant à la seconde partie du démarrage de la turbomachine n°1. Dès que l’ouverture des contacteurs K4 et K11 est confirmée, les contacteurs K32 et K21 sont fermés et le démarreur est alors alimenté par le GPU et la batterie 28V BAT1 en série, le GPU étant référencé au potentiel de référence de l’aéronef. Le démarrage de la turbomachine n°1 se poursuit donc avec son démarreur alimenté sous une tension nominale de 56V. La illustre l’étape suivante correspondant à la fin du démarrage et l’accélération autonome du générateur de gaz de la turbomachine n°1 jusqu’au ralenti. Lorsque le seuil de vitesse N CUTOFF de coupure démarreur est atteint, les contacteurs K21, K32, K51 et K62 sont ouverts. Le générateur de gaz de la turbomachine n°1 poursuit son accélération par ses propres moyens. La illustre l’étape correspondant à la première partie du démarrage de la turbomachine n°2. Lorsque le démarrage de la turbomachine n°2 est demandé, les contacteurs K61, K4 et K52 sont fermés de manière à alimenter le démarreur n°2 sous une tension nominale de 28V fournie par le GPU, tandis que K11 est fermé pour référencer à nouveau la batterie 28V BAT1 à la masse avion. Simultanément, l’EECU de la turbomachine n°2 pilote l’injection de carburant dans la chambre de combustion selon une loi de démarrage appropriée et met les bougies sous tension entrainant l’allumage de la chambre de combustion. La correspond à la reconfiguration du réseau électrique de bord. A partir du seuil de vitesse N1 ou d’accélération DN2 défini plus haut, les contacteurs K4 et K12 sont ouverts. Le démarreur n°2 n’est donc momentanément plus alimenté. La illustre l’étape correspondant à la seconde partie du démarrage de la turbomachine n°2. Dès que l’ouverture des contacteurs K4 et K12 est confirmée, les contacteurs K31 et K22 sont fermés et le démarreur n°2 est alors alimenté par le GPU et la batterie 28V BAT2 en série, le GPU étant référencé au potentiel de référence de l’aéronef. Le démarrage de la turbomachine n°2 se poursuit donc avec le démarreur n°2 alimenté sous une tension nominale de 56V. La illustre l’étape suivante correspondant à la fin du démarrage et l’accélération autonome du générateur de gaz de la turbomachine n°2 jusqu’au ralenti. Lorsque le seuil de vitesse N CUTOFF de coupure démarreur est atteint, les contacteurs K22, K31, K52 et K61 sont ouverts, les deux réseaux électriques DC BUS 1 et DC BUS 2 étant à partir de ce moment isolés l’un de l’autre. Le générateur de gaz poursuit alors son accélération par ses propres moyens. La illustre l’étape finale effectuée une fois que la turbomachine a atteint son régime de ralenti, et consistant en la commutation des deux démarreurs en mode génératrice et la recharge des deux batteries en fermant les contacteurs K51, K21, K12, K22 et K52. L’invention présente ainsi de nombreux avantages par rapport à un système de démarrage nécessitant un APU ou une architecture de turbomachine à générateur de gaz double corps : Elle ne nécessite que du matériel standard disponible sur étagères (démarreur-générateurs 28VDC à balais, démarreur série, contacteurs pour fort courant), Elle est entièrement compatible avec un réseau électrique de bord 28VDC sous réserve de disposer de deux batteries 28V de démarrage d’une capacité suffisante, Elle évite de sur-dimensionner la boite d’accessoires, le démarreur n’étant alimenté avec les deux batteries en série qu’au-dessus d’un certain seuil de vitesse, 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, 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 d’un aéronef bimoteur comportant deux réseaux électriques indépendants comprenant chacun une batterie 28V (BAT 1, BAT2) alimentant sélectivement un démarreur-générateur (S/G 1, S/G 2), caractérisé en ce que pour assurer, sous la commande d’un calculateur de régulation de la turbomachine (EECU), le démarrage de la turbomachine d’abord sous une tension nominale de 28V par la mise en parallèle des deux batteries puis sous une tension nominale de 56V par leur mise en série tout en évitant une accélération trop rapide du générateur de gaz, la mise en série des deux batteries n’est commandée qu’une fois la chambre de combustion allumée et la vitesse du générateur de gaz supérieure à un seuil de vitesse N1 prédéterminé permettant d’assurer par cette mise en série une marge d’accélération positive au point de trainée maximale du générateur de gaz. Procédé de démarrage selon la revendication 1, dans lequel le seuil de vitesse N1 du générateur de gaz est compris entre 10 et 25% d’une vitesse nominale NTOP du générateur de gaz. Procédé de démarrage selon la revendication 1, dans lequel la mise en série des deux batteries est en outre commandée si, une fois la chambre de combustion allumée et avant le point de trainée maximale, l’accélération du générateur de gaz est inférieure à un seuil d’accélération DN2 prédéterminé, de manière à éviter un risque de stagnation du démarrage. Procédé de démarrage selon la revendication 3, dans lequel le seuil d’accélération DN2 du générateur de gaz est compris entre 1 et 3% d’une vitesse nominale NTOP/s du générateur de gaz. Procédé de démarrage selon la revendication 1, dans lequel, afin d’éviter un éventuel chevauchement de contacteurs électriques aboutissant à court-circuiter une batterie lors de la reconfiguration, la mise en série des deux batteries est précédée d’un temps mort dont la durée est comprise entre 150 et 300ms. Système de démarrage d’une turbomachine aéronautique à turbine libre et générateur de gaz simple corps d’un aéronef bimoteur comportant deux réseaux électriques indépendants comprenant chacun une batterie 28V (BAT 1, BAT2) alimentant sélectivement un démarreur-générateur (S/G 1, S/G 2), un calculateur de régulation de la turbomachine (EECU) commandant le démarrage de la turbomachine (10) d’abord sous une tension nominale de 28V par la mise en parallèle des deux batteries puis sous une tension nominale de 56V par leur mise en série tout en évitant une accélération trop rapide du générateur de gaz, caractérisé en ce que le calculateur de régulation de la turbomachine est configuré pour ne commander la mise en série des deux batteries qu’une fois la chambre de combustion du générateur de gaz allumée et la vitesse du générateur de gaz supérieure à un seuil de vitesse N1 prédéterminé permettant d’assurer par cette mise en série une marge d’accélération positive au point de trainée maximale du générateur de gaz. Système de démarrage selon la revendication 6, comportant en outre une prise de parc (PS) destinée à être connectée à un groupe de puissance 28V au sol (GPU). Système de démarrage selon la revendication 7, dans lequel le calculateur de régulation de la turbomachine est en outre configuré pour alimenter un premier démarreur–générateur (S/G 1 ; S/G 2) à partir du groupe de puissance au sol puis par la mise en série du groupe de puissance au sol avec une (BAT1 ; BAT 2) des deux batteries, une fois la chambre de combustion allumée et la vitesse du générateur de gaz supérieure à un seuil de vitesse N1 prédéterminé permettant d’assurer par cette mise en série une marge d’accélération positive au point de trainée maximale du générateur de gaz. Turbomachine d’aéronef bimoteur à voilure tournante ou fixe comprenant un système de démarrage selon l’une quelconque des revendications 6 à 8. Aéronef bimoteur à voilure tournante ou fixe comprenant deux turbomachines selon la revendication 9.