FR 3138414 A1 20240202 FR 2207897 A 20220729 L’invention concerne un procédé de surveillance d’un système propulsif (102) d’un aéronef (100), comportant : - un calcul d’une marge d’un paramètre (NG, T4x) d’une chaîne thermique (TH), cette marge étant prise comme marge (PMD1, PMT1) de la chaîne thermique (TH) ; - un calcul d’une marge d’un paramètre (IBAT, CM) d’une chaîne électrique (ELEC), au moins une partie de cette marge étant prise comme marge (ΔPELEC_D, ΔPELEC_T) de la chaîne électrique (ELEC) ; - une addition de la marge (PMD1) de la chaîne thermique (TH) et de la marge (ΔPELEC_D) de la chaîne électrique (ELEC) pour obtenir une marge totale (ePMD) du système propulsif (102) ; et - une transmission de la marge totale (ePMD) à un dispositif d’affichage (AF) de l’aéronef (100), pour que le dispositif d’affichage (AF) affiche la marge totale (ePMD). Figure pour l’abrégé : Fig. 1 SURVEILLANCE D’UN SYSTEME PROPULSIF D’UN AERONEF Domaine technique de l’invention L’invention se réfère aux systèmes propulsifs hybrides pour aéronefs, et plus particulièrement à l’hybridation parallèle d’un hélicoptère. Arrière-plan technologique Un système propulsif non-hybride comporte classiquement une chaîne thermique d’entraînement d’un propulseur tournant de l’aéronef, par exemple d’entraînement du rotor principal et du rotor d’anti-couple dans le cas d’un hélicoptère. Le système propulsif présente plusieurs régimes de certification définissant une limite de puissance. Il est connu de calculer pour chaque régime une marge disponible de puissance. Pour cela, une marge de puissance est calculée pour plusieurs paramètres de la chaîne thermique, et la plus petite est sélectionnée. L’aéronef comporte alors un indicateur de pilotage destiné à afficher au pilote une information synthétique lui permettant de connaître à tout instant la marge de puissance disponible avant d’atteindre les limites de puissance des régimes certifiés. Cet indicateur est appelé indicateur de première limite (IPL) et renseigne le pilote sur la marge de puissance qui lui reste. Par ailleurs, un système propulsif hybride comporte, en redondance de la chaîne thermique, une chaîne électrique d’entraînement du propulseur tournant. Cette redondance permet l’atterrissage de l’aéronef dans des conditions de sécurité satisfaisantes, en cas de panne de la chaîne thermique. Un exemple d’application caractéristique est un système propulsif hybride parallèle d’hélicoptère, composé d’un turbomoteur et d’une motorisation électrique entraînant tous les deux les rotors principaux et d’anti-couple. Néanmoins l’invention s’applique plus généralement à un système propulsif hybride d’aéronef qui ne possède pas nécessairement de tels rotors. L’invention a pour but d’adapter le calcul des marges de puissance au cas d’un système propulsif hybride. Il est donc proposé un procédé de surveillance d’un système propulsif d’un aéronef, le système propulsif comportant un propulseur tournant et une chaîne thermique d’entraînement du propulseur tournant, le procédé comportant : un calcul d’un seuil d’un paramètre de la chaîne thermique, en-dessous duquel ce paramètre doit rester pour que la chaîne thermique fournisse une puissance inférieure à une puissance maximale prédéfinie ; un calcul d’une marge du paramètre de la chaîne thermique par rapport à son seuil, cette marge étant prise comme marge de la chaîne thermique ; caractérisé en ce que, le système propulsif comportant en outre une chaîne électrique d’entraînement du propulseur tournant en parallèle de la chaîne thermique, le procédé comporte en outre : un calcul d’un seuil d’un paramètre de la chaîne électrique, en-dessous duquel ce paramètre doit rester pour que la chaîne électrique fournisse une puissance inférieure à une puissance maximale prédéfinie ; un calcul d’une marge du paramètre de la chaîne électrique par rapport à son seuil, au moins une partie de cette marge étant prise comme marge de la chaîne électrique ; une addition de la marge de la chaîne thermique et de la marge de la chaîne électrique pour obtenir une marge totale du système propulsif ; et une transmission de la marge totale à un dispositif d’affichage de l’aéronef, pour que le dispositif d’affichage affiche la marge totale . L’invention peut en outre comporter l’une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes, selon toute combinaison techniquement possible. De façon optionnelle le procédé comporte : un calcul, pour chacun de plusieurs paramètres de la chaîne électrique, d’un seuil, en-dessous duquel ce paramètre doit rester pour que la chaîne électrique fournisse une puissance inférieure à une puissance maximale prédéfinie ; un calcul, pour chacun des paramètres de la chaîne électrique, d’une marge du paramètre par rapport à son seuil, une détermination de la plus petite des marges des paramètres de la chaîne électrique, cette plus petite marge étant prise comme marge de la chaîne thermique. De façon optionnelle également, le système propulsif présente au moins un régime de fonctionnement certifié qui définit un seuil pour chacun de plusieurs paramètres de la chaîne électrique, le procédé comportant : un calcul d’une marge de chaque paramètre de la chaîne électrique ; et une détermination de la plus petite des marges des paramètres de la chaîne électrique, cette plus petite marge étant prise comme marge de la chaîne électrique. De façon optionnelle également, le système propulsif présente au moins un régime de fonctionnement certifié qui définit une durée non nulle de fourniture de puissance pour la chaîne électrique, le procédé comportant en outre : une vérification qu’une source de stockage électrique de la chaîne électrique est suffisamment chargée pour que la chaîne électrique puisse maintenir le paramètre ayant la marge la plus petite à son seuil pendant la durée de fourniture de puissance définie ; si la source de stockage électrique est suffisamment chargée, la marge de la chaîne électrique est additionnée à la marge de la chaîne thermique pour obtenir la marge globale. De façon optionnelle également, le procédé comporte en outre : si la source de stockage électrique n’est pas suffisamment chargée, la marge globale est prise égale à la marge de la chaîne thermique. De façon optionnelle également, si la source de stockage électrique n’est pas suffisamment chargée, la marge du paramètre est prise égale à zéro. De façon optionnelle également, si la source de stockage électrique n’est pas suffisamment chargée, la marge du paramètre est prise égale à l’état de charge divisée par la durée de fourniture de puissance prédéfinie. De façon optionnelle également, le procédé comporte en outre une transmission de la marge de la chaîne thermique au dispositif d’affichage à un pilote de l’aéronef. Il est également proposé 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 des étapes d’un procédé selon l’invention, lorsque ledit programme est exécuté sur un ordinateur. Il est également proposé un aéronef comportant : un système propulsif d’un aéronef, le système propulsif comportant un propulseur tournant et une chaîne thermique d’entraînement du propulseur tournant ; un dispositif d’affichage ; et un calculateur conçu pour mettre en œuvre un procédé selon l’invention. 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 fonctionnelle d’un aéronef dans lequel l’invention est mise en œuvre, la est un schéma-bloc d’un procédé de surveillance d’un système propulsif de l’aéronef de la , et la est une vue d’un indicateur de première limite de l’aéronef de la . Description détaillée de l’invention En référence à la , un exemple d’un aéronef 100 dans lequel l’invention est mise en œuvre, va à présent être décrit. L’aéronef 100 peut être à voilure fixe ou bien tournante (comme dans le cas d’un hélicoptère), ou bien un aéronef à décollage et atterrissage verticaux (de l’anglais « Vertical Take-Off & Landing aircrafts », également désigné par l’acronyme VTOL). L’aéronef comporte ainsi un système propulsif 102. Le système propulsif 102 comporte au moins un propulseur tournant 104. Dans le cas d’un hélicoptère, le système propulsif 102 comporte par exemple deux propulseurs tournants : un rotor principal conçu pour permettre la sustentation, le pilotage et la propulsion, et un rotor anti-couple conçu pour contrer un couple induit par le rotor principal. Alternativement, le propulseur tournant 104 peut être une hélice ou bien une soufflante. Le système propulsif 102 comporte en outre une chaîne thermique TH d’entraînement de chaque propulseur tournant 104. Dans l’exemple illustré, la chaîne thermique TH comporte un seul turbomoteur TM. Alternativement, la chaîne thermique TH pourrait comporter plusieurs turbomoteurs. En particulier dans le cas d’un hélicoptère, le système propulsif 102 comporte en outre par exemple une boîte de transmission principale BTP comportant un arbre d’entrée A1 connecté à la chaîne thermique TH et un arbre de sortie AS connecté au propulseur tournant 104. Le système propulsif 102 comporte en outre une chaîne électrique ELEC d’entraînement de chaque propulseur tournant 104. La chaîne électrique ELEC comporte par exemple une source de stockage électrique BAT et une machine électrique M connectée à la source de stockage électrique BAT. La source de stockage électrique BAT peut comporter une ou plusieurs sources électriques élémentaire, par exemple une ou plusieurs batteries chimiques ou bien tout autre type de stockeur d’énergie électrique. De manière similaire, la machine électrique M peut comporter une ou plusieurs machines électriques élémentaires. La machine électrique M est conçue pour fonctionner sélectivement, d’une part, en moteur pour recevoir de la puissance électrique de la source de stockage électrique BAT et, d’autre part, en générateur pour fournir de la puissance électrique à la source de stockage électrique BAT pour recharger cette dernière. Alternativement, la machine électrique M peut être conçue pour uniquement fonctionner en moteur. Du fait de la présence de la chaîne thermique TH et de la chaîne électrique ELEC, le système propulsif 102 est ainsi qualifié d’hybride. Dans le cas d’une hybridation dite parallèle comme illustrée, la boîte de transmission principale BTP comporte un deuxième arbre d’entrée A2 connecté à la chaîne électrique ELEC, en particulier à la machine électrique M. L’aéronef 100 comporte en outre un calculateur CALC de commande du système propulsif 102, plus précisément de la chaîne thermique TH et de la chaîne électrique ELEC. Le système propulsif 102 présente au moins un régime de fonctionnement certifié. Cela signifie que le motoriste garantit, pour chaque régime, que chacune de la chaîne thermique TH et de la chaîne électrique ELEC est capable de fournir une puissance maximum (appelée limite) associée à ce régime, éventuellement pendant une durée prédéfinie associée à ce régime. Cette durée est finie et peut être nulle. En l’absence de durée associée, le constructeur garantit que la puissance maximum peut être atteinte aussi longtemps que souhaitée, en tout cas pendant une durée très longue, par exemple la durée typique d’une mission. Les puissances maximum et les durées peuvent être différentes pour la chaîne thermique TH et pour la chaîne électrique ELEC. Ainsi, de manière générale, chaque régime définit, d’une part, pour la chaîne thermique TH, une puissance maximum et éventuellement une durée, et, d’autre part, pour la chaîne électrique ELEC, une puissance maximum et éventuelle une durée. Chaque limite peut être “pilotée”, c’est-à-dire indicative. C’est le pilote qui est alors en charge de respecter cette limite selon les informations du manuel d’utilisation du système propulsif 102. Si le pilote sollicite une puissance supérieure à la limite pilotée, le calculateur CALC est conçu pour permettre au système propulsif 102 de dépasser la limite pilotée. Chaque limite peut alternativement être « contrôlée », c’est-à-dire que le calculateur CALC est conçu pour empêcher leur franchissement, même si le pilote le sollicite. Les limites contrôlées sont parfois appelées « butées ». Par exemple, le système propulsif 102 peut présenter un ou plusieurs des régimes suivants. Le système propulsif 102 peut présenter un régime continu C, associé à une limité pilotée PMC (Puissance Maximum Continue) qui est la puissance maximum que la chaîne thermique TH est capable de délivrer de façon continue, c’est-à-dire sur toute la durée d’une mission, et même de plusieurs missions de l’aéronef 100. Le système propulsif 102 peut présenter un régime maximum de décollage D, associé à une limite pilotée PMD TH (PMD pour Puissance Maximum de Décollage) qui est la puissance que la chaîne thermique TH peut délivrer pendant une durée prédéfinie T_PMD TH et à une limite pilotée PMD ELEC qui est la puissance que la chaîne électrique ELEC peut délivrer pendant une durée prédéfinie T_PMD ELEC . Les durées T_PMD TH et T_PMD ELEC sont généralement de quelques minutes (communément de l’ordre de quinze à trente minutes). Le système propulsif 102 peut présenter un régime maximum transitoire T, associé à une limité pilotée PMT TH (PMT pour Puissance Maximum Transitoire) qui est la puissance maximum instantanée que la chaîne thermique TH peut délivrer et une limité pilotée PMT ELEC qui est la puissance maximum instantanée que la chaîne électrique ELEC peut délivrer. Pour le régime maximum transitoire T, la durée pour la chaîne thermique TH et la durée pour la chaîne électrique sont toutes les deux nulles. Pour le calcul de différentes informations à afficher au pilote, comme cela sera expliqué plus en détail par la suite, l’aéronef 100 comporte plusieurs systèmes de mesure. Plus précisément, l’aéronef 100 comporte tout d’abord un système S TH de surveillance de la chaîne thermique TH, conçu pour mesurer au moins un paramètre de la chaîne thermique TH impactant la puissance fournie par la chaîne thermique TH. Il s’agit par exemple d’une vitesse NG d’un générateur de gaz du turbomoteur TM et/ou d’une température T4x de gaz entraînant une ou des turbines de puissance du turbomoteur TM et/ou d’un couple C TM fourni par le ou les turbomoteurs de la chaîne thermique TH. L’aéronef 100 comporte en outre un système S ELEC de surveillance de la chaîne électrique ELEC, conçu pour mesurer au moins un paramètre de la chaîne électrique ELEC impactant la puissance fournie par la chaîne électrique ELEC. Les paramètres impactant la puissance fournie par la chaîne thermique TH et la puissance fournie par la chaîne électrique ELEC, sont appelés par la suite paramètres principaux. Le système de mesure S ELEC comporte par exemple un système S BAT de mesure d’au moins un paramètre de la source de stockage électrique BAT, comme un courant I BAT fourni par la source de stockage électrique BAT à la machine électrique M et/ou un état de charge SOC de la source de stockage électrique BAT. Le système de mesure S ELEC comporte par exemple, à la place ou bien en complément du système de mesure S BAT , un système S M de mesure d’au moins un paramètre de la machine électrique M, comme un couple C M fourni par la machine électrique M. Le système de mesure S ELEC est en outre par exemple conçu pour mesurer au moins un autre paramètre dit auxiliaire de la chaîne électrique ELEC, comme une température T BAT de la source de stockage électrique BAT mesurée par le système de mesure S BAT et/ou une puissance de recharge PR de la source de stockage électrique BAT. La puissance de recharge PR est par exemple calculée à partir du courant I BAT de la source de stockage électrique BAT et d’une tension mesurée aux bornes de la source de stockage électrique BAT. L’aéronef 100 comporte en outre par exemple un système de surveillance externe S0, conçu pour mesurer au moins un paramètre atmosphérique, autour de l’aéronef 100, comme une pression atmosphérique P0 et/ou une température atmosphérique T0. L’aéronef 100 comporte en outre un dispositif d’affichage AF conçu pour afficher les informations transmises par le calculateur CALC. L’aéronef 100 peut en outre comporter un dispositif de saisie SA conçu pour permettre au pilote de saisir des informations pour le calculateur CALC, en particulier une durée de vie cible DDV_cible. Le dispositif de saisie SA peut revêtir plusieurs formes, comme un bouton de réglage (type potentiomètre) d’un tableau de bord de l’aéronef, un clavier de saisie sur un écran, etc. En référence à la , un exemple d’un procédé 200 selon l’invention, de surveillance du système propulsif 102, va à présent être décrit. Au cours d’une étape 202, le calculateur CALC reçoit une mesure de chaque paramètre. Dans l’exemple illustré, le calculateur CALC reçoit ainsi : des mesures NG_m, T4x_m, C TM _m des paramètres principaux NG, T4x, C TM de la chaîne thermique TH, des mesures I BAT _m, C M _m des paramètres principaux I BAT , C M de la chaîne électrique ELEC, des mesures T BAT _m, SOC_m des paramètres auxiliaires T BAT , SOC de la chaîne électrique ELEC, et des mesures P0_m, T0_m des paramètres atmosphériques P0, T0. Au cours d’une étape 204, le calculateur CALC calcule, pour chaque régime et pour chaque paramètre principal de la chaîne thermique TH, un seuil en-dessous duquel le paramètre principal considéré doit rester pour que la chaîne thermique TH fournisse une puissance inférieure à la puissance maximale du régime considéré pour la chaîne thermique TH. Ce calcul est par exemple réalisé à partir d’un ou plusieurs autres paramètres mesurés, par exemple le ou les paramètres atmosphériques. Dans l’exemple illustré, le calculateur CALC calcule ainsi, par exemple à partir des mesures P0_m, T0_m : pour le régime continu C, les seuils NG_C, T4x_C et C TM _C, pour le régime de décollage D, les seuils NG_D, T4x_D et C TM _D, et pour le régime transitoire T, les seuils NG_T, T4x_T et C TM _T. Au cours d’une étape 206, le calculateur CALC calcule, pour chaque régime et pour chaque paramètre principal de la source thermique TH, une différence entre la mesure et le seuil du paramètre principal considéré, cette différence formant une marge du paramètre principal considéré. Dans l’exemple illustré, le calculateur CALC calcule : pour le régime continu C, les marges ΔNG_C, ΔT4x_C et ΔC TM _C, pour le régime de décollage D, les marges ΔNG_D, ΔT4x_D et ΔC TM _D, et pour le régime transitoire T, les marges ΔNG_T, ΔT4x_T et ΔC TM _T. Au cours d’une étape 208, le calculateur CALC calcule, pour chaque régime avec une durée finie, éventuellement nulle, et pour chaque paramètre principal de la chaîne électrique ELEC, un seuil en-dessous duquel le paramètre principal considéré doit rester pour que la chaîne électrique ELEC fournisse une puissance inférieure la puissance maximale du régime considéré pour la chaîne électrique ELEC. Ce calcul est par exemple réalisé à partir d’un ou plusieurs autres paramètres mesurés, par exemple le ou les paramètres atmosphériques. Dans l’exemple illustré, le calculateur CALC calcule, par exemple à partir des mesures SOC_m, T BAT _m, P0_m et T0_m : pour le régime de décollage D, les seuils I BAT _D et C M _D, et pour le régime transitoire T, les seuils I BAT _T et C M _T. Ainsi, aucun seuil n’est calculé pour le régime continu C pour la chaîne électrique ELEC. Au cours d’une étape 210, le calculateur CALC calcule, pour chaque régime avec une durée finie, éventuellement nulle, et pour chaque paramètre principal de la chaîne électrique ELEC, une différence entre la mesure et le seuil du paramètre principal considéré, cette différence formant une marge intermédiaire du paramètre principal considéré. Dans l’exemple illustré, le calculateur CALC calcule : pour le régime de décollage D, les marges intermédiaires ΔI BAT _D’ et ΔC M _D’, et pour le régime transitoire T, les marges intermédiaires ΔI BAT _T’ et ΔC M _T’. Au cours d’une étape 212, le calculateur CALC convertit les marges calculées aux étapes 206 et 210, dans une même unité pouvant être celle de n’importe quelle grandeur physique. De préférence, cette grandeur physique est « parlante » pour le pilote et directement liée à son pilotage. L’unité choisie est par exemple la puissance, de sorte que les marges sont converties en marges de puissance. Ainsi converties, les marges peuvent être comparées et/ou sommées. La puissance est par exemple la puissance mécanique fournie. Par exemple, la marge du courant I BAT peut être exprimée en puissance en la multipliant par une tension de la source de stockage électrique BAT et par un rendement de la machine électrique M. Toujours par exemple, la marge du couple C M peut être exprimée en puissance en la multipliant par une vitesse de rotation de la machine électrique M. Pour les paramètres de la chaîne thermique TH, il peuvent par exemple être convertis en puissance en utilisant un modèle du turbomoteur TM et en supposant tous les autres paramètres de ce moteur constant. En outre, au cours de l’étape 212, les seuils des paramètres principaux de la chaîne électrique ELEC (les seuils des paramètres I BAT et C M dans l’exemple illustré) sont également convertis dans l’unité choisie, par exemple en puissance. Au cours d’une étape 214, pour chaque régime avec une durée finie non nulle associée à la chaîne électrique ELEC, le calculateur CALC vérifie si la source de stockage électrique BAT est suffisamment chargée pour que la chaîne électrique ELEC puisse fournir le seuil en puissance de ce paramètre, pendant toute la durée associée. En particulier, pour évaluer la charge de la source de stockage électrique BAT, il est possible d’utiliser par exemple la mesure SOC_m de l’état de charge SOC de la source de stockage électrique BAT. Alternativement, une mesure d’un état d’énergie SOE (de l’anglais « State Of Energy ») pourrait être utilisé. Par exemple pour le régime de décollage D et pour le courant I BAT , le calculateur CALC vérifie si : SOC ≥ I BAT _D x T_PMD ELEC , I BAT _D étant exprimé en puissance et T_PMD ELEC étant la durée maximum du régime de décollage D pour la chaîne électrique. Si la source de stockage électrique BAT est suffisamment chargée, la marge du paramètre principal considéré est alors prise égale à sa marge intermédiaire. Dans ce cas, par exemple, la marge ΔI BAT _D du paramètre I BAT est alors prise égale à la marge intermédiaire ΔI BAT _D’. Sinon, la marge du paramètre principal considéré est prise inférieure à la marge intermédiaire. Dans un premier exemple, la marge du paramètre est prise nulle. Dans ce cas, par exemple, si SOC BAT _D x T_PMD ELEC , la marge ΔI BAT _D du paramètre I BAT est prise nulle. Dans un deuxième exemple, si la source de stockage électrique BAT n’est pas suffisamment chargée, la marge du paramètre est prise égale à l’état de charge SOC divisé par la durée associée au régime pour la chaîne électrique ELEC. Dans ce cas, par exemple, si SOC BAT _D x T_PMD ELEC , la marge ΔI BAT _D du paramètre I BAT est prise égale à SOC/T_PMD ELEC . Au cours d’une étape 216, pour chaque régime avec une durée nulle associée, la marge du paramètre principal considéré est alors prise égale à sa marge intermédiaire. Dans ce cas, par exemple, la marge ΔI BAT _T du paramètre I BAT est alors prise égale à la marge intermédiaire ΔI BAT _T’. Au cours d’une étape 218, lorsque plusieurs paramètres de la chaîne thermique TH sont utilisés, le calculateur CALC compare, pour chaque régime, les marges de ces paramètres pour sélectionner la plus petite. La marge sélectionnée est prise comme marge de la chaîne thermique TH. Par exemple, la marge de la chaîne thermique TH est notée PMC pour le régime continu C, PMD1 pour le régime de décollage D et PMT1 pour le régime transitoire T. Au cours d’une étape 220, lorsque plusieurs paramètres de la chaîne électrique ELEC sont utilisés, le calculateur CALC compare, pour chaque régime, les marges de ces paramètres pour sélectionner la plus petite. Par exemple, la marge de la chaîne électrique ELEC est notée ΔP ELEC _PMD pour le régime de décollage D et ΔP ELEC _PMT pour le régime transitoire T. Au cours d’une étape 222, le calculateur CALC additionne, pour chaque régime, la plus petite marge pour la chaîne thermique TH avec la plus petite marge pour la chaîne électrique ELEC, cette addition formant une marge totale du système propulsif 102 pour le régime considéré. Par exemple, la marge totale est notée ePMD pour le régime de décollage D et vaut : ePMD = PMD1 + ΔP ELEC _PMD. De façon similaire, la marge totale est notée ePMT pour le régime transitoire T et vaut : ePMT = PMT1 + ΔP ELEC _PMT Au cours d’une étape 224, le calculateur CALC transmet, au dispositif d’affichage AF, la marge totale associée à chaque régime. En outre, le calculateur CALC peut transmettre, pour chaque régime, la marge pour la chaîne thermique TH seule (sans la chaîne électrique ELEC). Ainsi, dans l’exemple illustré, le calculateur CALC transmet, pour le régime de décollage D, la marge ePMD et la marge PMD1 et, pour le régime transitoire T, la marge ePMT. Pour le régime continu C, le calculateur CALC transmet la marge PMC. Au cours d’une étape 226, le dispositif d’affichage AF affiche les marges reçues. Il affiche également la puissance totale fournie par le système propulsif 102. Par ailleurs, pendant le vol, le calculateur CALC est conçu pour que la puissance fournie par le système propulsif 102 soit en priorité attribué aux besoins de l’aéronef devant la recharge de la source de stockage électrique BAT (ex : puissance nécessaire aux rotors principal et anti-couple pour réaliser la manœuvre commandée par le pilote). Lorsque la puissance fournie par la chaine thermique TH baisse, la recharge de la source de stockage électrique BAT est donc réduite pour assurer la disponibilité de puissance au pilote. Cette opération peut se faire de façon automatique de sorte que le pilote n’ait à s’occuper que du vol. Dans ce cas, il peut néanmoins être utile de fournir au pilote des informations synthétiques afin de l’aider à gérer la recharge de la source de stockage électrique BAT lorsque les conditions de vol le lui permettent (ex : en vol de croisière ou en descente à l’approche de l’atterrissage). Pour cela, au cours d’une étape 228, le calculateur CALC calcule une puissance maximale de recharge de la source de stockage électrique BAT, par exemple à partir de paramètres mesurés comme l’état de charge SOC de la source de stockage électrique BAT, la température T BAT de la source de stockage électrique BAT et la température atmosphérique T0. Cette puissance maximale de recharge est par exemple calculée par une fonction mathématique ou une table de valeurs dépendant des paramètres pertinents et enregistrés dans une mémoire accessible par le calculateur CALC. Cette limite peut être exprimée sous forme d’une puissance (en Watts), d’un courant électrique ou de toute autre grandeur ou unité de mesure choisie par le concepteur. Au cours d’une étape 230, le calculateur CALC reçoit une mesure d’une puissance de recharge PR de la source de stockage électrique BAT. Au cours d’une étape 232, le calculateur CALC calcule une différence entre la mesure de la puissance de recharge PR et la puissance maximale de recharge, cette différence formant une marge de puissance de recharge instantanée ΔPR. Au cours d’une étape 234, le calculateur CALC transmet la marge de puissance de recharge instantanée ΔPR au dispositif d’affichage AF. Au cours d’une étape 236, le dispositif d’affichage AF affiche la marge de puissance de recharge instantanée ΔPR au pilote. Au cours d’une étape 238, le calculateur CALC calcule une différence entre un état de charge cible SOC* et une mesure SOC_m de l’état de charge SOC, cette différence formant une énergie restant à recharger. L’état de charge SOC peut être mesuré à l’aide de mesures de paramètres de la source de stockage électrique BAT (par exemple, la tension à ses bornes et le courant I BAT ) et d’un modèle mathématique de cette dernière. Au cours d’une étape 240, le calculateur CALC calcule un profil de puissance maximum de recharge de la source de stockage électrique BAT jusqu’à l’état de charge cible SOC*. Ce profil peut être calculé à l’aide de mesures de paramètres de la source de stockage électrique BAT (par exemple, la tension à ses bornes et le courant I BAT ) et d’un modèle mathématique de cette dernière. Au cours d’une étape 242, le calculateur CALC reçoit une mesure de la puissance de recharge PR de la source de stockage électrique BAT. Au cours d’une étape 244, le calculateur CALC calcule un profil de puissance de recharge en sélectionnant pour chaque point le minimum entre le profil de puissance maximum de recharge et la puissance courante. Au cours d’une étape 246, le calculateur CALC calcule un temps restant de recharge TR comme l’intégrale du rapport entre l’énergie restant à charger et le profil de puissance de recharge. En pratique, cette intégrale peut être calculée par le système de contrôle comme la somme des intervalles de la trajectoire de puissance discrétisée. Au cours d’une étape 248, le calculateur CALC transmet le temps restant de recharge TR au dispositif d’affichage AF. Au cours d’une étape 250, le dispositif d’affichage AF affiche le temps restant de recharge TR. Par ailleurs, le turbomoteur TM présente une durée de vie (ou bien inversement, une vitesse d’endommagement) qui dépend de ses sollicitations en puissance. Cette durée de vie dépend principalement de la vitesse de rotation des ensembles tournants (par exemple, la vitesse NG du générateur de gaz, turbine libre : NTL/N2), et de la température T4x. Deux modes d’endommagement sont généralement pris en compte : la fatigue cyclique et le fluage. Ainsi, le calculateur CALC comporte un compteur de fatigue cyclique FC et un compteur de fluage EF. La fatigue cyclique est induite par le stress mécanique provoqué par l’accélération centrifuge subie par les ensembles en rotation (compresseur(s), turbine(s) HP, turbine(s) BP). Le compteur de fatigue cyclique FC est ainsi conçu pour compter des cycles de variation de la vitesse NG au cours du temps. Ces cycles comportent généralement, pour chaque mission (c’est-à-dire période pendant laquelle l’aéronef est allumé), un cycle principal entre le démarrage (vitesse NG nulle) et la vitesse maximale de la mission, ainsi que des cycles partiels pendant la mission. Par exemple, le compteur de fatigue cyclique FC est conçu pour calculer, à chaque pas de temps, un incrément dC_FC à partir d’une mesure NG_m de la vitesse NG à ce pas de temps et d’un historique des mesures de la vitesse NG, en mettant en œuvre une loi d’endommagement f1 prédéfinie : dC_FC = f1(NG_m, mesures précédentes). Le fluage caractérise la dilatation des pales de turbines du turbomoteur TM. Le fluage est causé par l’effet combiné de l’accélération centrifuge et de la température élevée auxquelles sont soumises les pièces en rotation. Il dépend donc de la puissance que le pilote demande au moteur et des conditions atmosphériques P0, T0. Le compteur de fluage EF est ainsi conçu pour calculer, à chaque pas de temps, un incrément dC_EF à partir d’une mesure NG_m de la vitesse NG et d’une mesure T4x_m de la température T4x à ce pas de temps, en mettant en œuvre une loi d’endommagement f2 prédéfinie : dC_EF = f2(NG_m, T4x_m). Lorsqu’un des compteurs FC, EF atteint un seuil prédéfini (noté C_FC_max pour le compteur de fatigue cyclique FC et C_EF_max pour le compteur de fluage EF), une maintenance du turbomoteur TM doit être effectuée. Pour permettre au pilote de gérer son vol pour atteindre une durée de vie souhaitée, les étapes suivantes peuvent être mises en œuvre. Au cours d’une étape 252, le dispositif de saisie SA reçoit la durée de vie cible DDV_cible du système propulsif 102, et la transmet au calculateur CALC. La durée de vie cible DDV_cible est par exemple saisie par le pilote et peut être ajustée par exemple avant chaque vol, en fonction d’un compromis entre le coût d’opération de l’aéronef et du service rendu sur la mission (charge embarquée et durée du vol). Au cours d’une étape 254, le calculateur CALC reçoit la durée de vie cible DDV_cible. Au cours d’une étape 256, le calculateur CALC calcule, pour chaque compteur FC, EF, une vitesse d’incrémentation maximale du compteur FC, EF reste sous un seuil prédéfini pendant toute la durée de vie cible DDV_cible. Dans un premier exemple, la vitesse d’incrémentation maximale est calculée en considérant une usure linéaire sur toute la durée de vie cible DDV_cible. Ainsi, la vitesse d’incrémentation maximale dC_FC_max du compteur de fatigue cyclique FC est donnée par : dC_FC_max = C_FC_max / DDV_cible et la vitesse d’incrémentation maximale dC_EF_max du compteur de fluage EF est donnée par : dC_EF_max = C_EF_max / DDV_cible. Les vitesses d’incrémentation maximale sont donc constantes tant que la durée de vie cible DDV_cible n’est pas modifiée. Dans un deuxième exemple, chaque vitesse d’incrémentation maximale est calculée de façon « dynamique », en fonction de l’utilisation passée du turbomoteur TM. Ainsi, chaque vitesse d’incrémentation maximale est calculée en considérant une usure linéaire à partir de la situation courante, valeur courante du compteur FC, EF et partie écoulée DDV_écoulée de la durée de vie cible DDV_cible. La vitesse d’incrémentation maximale dC_FC_max du compteur de fatigue cyclique FC est donnée par : dC_FC_max = (C_FC_max – C_FC_courante) / DDV_cible – DDV_écoulée) et la vitesse d’incrémentation maximale dC_EF_max du compteur de fluage EF est donnée par : dC_EF_max = (C_EF_max – C_EF_courante) / DDV_cible – DDV_écoulée). Il sera apprécié que DDV_cible – DDV_écoulée équivaut à la durée de vie restante, notée DDV. De cette manière, si le turbomoteur est régulièrement sollicité à de fortes puissances en début de mission (par exemple : utilisation à une puissance proche de la puissance PMD au décollage et pendant la montée), la vitesse d’incrémentation maximale est adaptée à la baisse afin d’inciter le pilote à moins solliciter le turbomoteur TM sur le reste du vol. Au cours d’une étape 258, le calculateur CALC calcule un seuil NGmax_FC pour la vitesse NG à partir de la fonction f1 du compteur de fatigue cyclique FC et de vitesse d’incrémentation maximale du compteur de fatigue cyclique FC. Plus précisément, le seuil NGmax_FC est calculé en appliquant la loi inverse d’endommagement f1 -1 à la vitesse d’incrémentation maximale dC_FC_max, en connaissance l’historique des mesures : NGmax_FC = f1 - 1 (dC_FC_max). Au cours d’une étape 260, le calculateur CALC calcule un seuil NGmax_EF pour la vitesse NG et un seuil T4xmax_EF pour la température T4xmax, à partir de la fonction f2 du compteur de fluage EF et de vitesse d’incrémentation maximale du compteur de fluage EF. Plus précisément, le seuil NGmax_EF et le seuil T4xmax_EF sont calculés en appliquant la loi inverse d’endommagement f2 -1 à la loi inverse d’endommagement f2 -1 d’incrémentation maximale : (NGmax_EF, T4xmax_EF) = f2 - 1 (dC_EF_max). Il sera apprécié que, la vitesse NG et la température T4x étant lié l’un à l’autre par le fonctionnement du turbomoteur TM, loi inverse d’endommagement f2 -1 donne une seule combinaison possible de NGmax_EF, T4xmax_EF. Au cours d’une étape 262, le calculateur CALC calcule, à partir des seuils NGmax_FC, NGmax_EF, T4xmax_EF et à l’aide d’un modèle du turbomoteur TM, une borne supérieure PEsup d’une grandeur de fonctionnement du turbomoteur TM, par exemple une puissance fournie par le turbomoteur TM. Par exemple, le calculateur CALC calcule, comme borne supérieure PEsup, la puissance mécanique que le turbomoteur TM peut fournir sans dépasser ces seuils NGmax_FC, NGmax_EF, T4xmax_EF, en utilisant un modèle du turbomoteur TM. Au cours d’une étape 264, le calculateur CALC calcule une borne inférieure PEinf en utilisant la loi d’endommagement en cycles partiels. Par exemple, le calculateur CALC calcule, comme borne inférieure PEinf, la puissance mécanique que le turbomoteur TM peut fournir sans passer sous ce seuil NGmin_FC, T4xmax_EF (en dehors d’un arrêt du turbomoteur TM), en utilisant un modèle du turbomoteur TM. Au cours d’une étape 266, le calculateur CALC transmet au dispositif d’affichage AF une valeur courante de la puissance mécanique fournie par le système propulsif 102, la borne inférieure PEinf et la borne supérieure PEsup. Au cours d’une étape 268, le dispositif d’affichage AF affiche la valeur courante de la puissance mécanique fournie, la borne inférieure PEinf et la borne supérieure PEsup. En référence à la , un exemple d’affichage du dispositif d’affichage AF est illustré. Dans cet exemple, la puissance fournie par le système est indiquée par une aiguille rotative 302. Les marges PMC, PMD1, ePMD, PMT1, ePMT sont indiquées comme marqueurs le long d’une course 304 de l’aiguille rotative 302, de même que la borne inférieure PEinf et la borne supérieure PEsup. On notera par ailleurs que l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits précédemment. Il apparaîtra en effet à l'homme de l'art que diverses modifications peuvent être apportées aux modes de réalisation décrits ci-dessus, à la lumière de l'enseignement qui vient de lui être divulgué. Dans la présentation détaillée de l’invention qui est faite précédemment, les termes utilisés ne doivent pas être interprétés comme limitant l’invention aux modes de réalisation exposés dans la présente description, mais doivent être interprétés pour y inclure tous les équivalents dont la prévision est à la portée de l'homme de l'art en appliquant ses connaissances générales à la mise en œuvre de l'enseignement qui vient de lui être divulgué. Procédé (200) mis en œuvre par ordinateur, de surveillance d’un système propulsif (102) d’un aéronef (100), le système propulsif (102) comportant un propulseur tournant (104) et une chaîne thermique (TH) d’entraînement du propulseur tournant (104), le procédé (200) comportant : un calcul (204) d’un seuil (NG_D, T4x_D, NG_T, T4x_T) d’un paramètre (NG, T4x) de la chaîne thermique (TH), en-dessous duquel ce paramètre (NG, T4x) doit rester pour que la chaîne thermique (TH) fournisse une puissance inférieure à une puissance maximale (PMD TH , PMT TH ) prédéfinie ; un calcul (206) d’une marge du paramètre (NG, T4x) de la chaîne thermique (TH) par rapport à son seuil (NG_D, T4x_D, NG_T, T4x_T), cette marge étant prise comme marge (PMD1, PMT1) de la chaîne thermique (TH) ; caractérisé en ce que, le système propulsif (102) comportant en outre une chaîne électrique (ELEC) d’entraînement du propulseur tournant (104) en parallèle de la chaîne thermique (TH), le procédé (200) comporte en outre : un calcul (208) d’un seuil (I BAT _D, C M _D, I BAT _T, C M _T) d’un paramètre (I BAT , C M ) de la chaîne électrique (ELEC), en-dessous duquel ce paramètre (I BAT , C M ) doit rester pour que la chaîne électrique (ELEC) fournisse une puissance inférieure à une puissance maximale (PMD ELEC , PMT ELEC ) prédéfinie ; un calcul (210) d’une marge du paramètre (I BAT , C M ) de la chaîne électrique (ELEC) par rapport à son seuil (I BAT _D, C M _D, I BAT _T, C M _T), au moins une partie de cette marge étant prise comme marge (ΔP ELEC _D, ΔP ELEC _T) de la chaîne électrique (ELEC) ; une addition (222) de la marge (PMD1) de la chaîne thermique (TH) et de la marge (ΔP ELEC _D) de la chaîne électrique (ELEC) pour obtenir une marge totale (ePMD) du système propulsif (102) ; et une transmission (224) de la marge totale (ePMD) à un dispositif d’affichage (AF) de l’aéronef (100), pour que le dispositif d’affichage (AF) affiche la marge totale (ePMD). Procédé (200) selon la revendication 1, comportant : un calcul, pour chacun de plusieurs paramètres de la chaîne électrique (ELEC), d’un seuil (I BAT _D, C M _D, I BAT _T, C M _T), en-dessous duquel ce paramètre (I BAT , C M ) doit rester pour que la chaîne électrique (ELEC) fournisse une puissance inférieure à une puissance maximale (PMD ELEC , PMT ELEC ) prédéfinie ; un calcul (210), pour chacun des paramètres de la chaîne électrique (ELEC), d’une marge du paramètre (I BAT , C M ) par rapport à son seuil (I BAT _D, C M _D, I BAT _T, C M _T), une détermination de la plus petite des marges des paramètres de la chaîne électrique (ELEC), cette plus petite marge étant prise comme marge (PMD1, PMT1) de la chaîne électrique (ELEC). Procédé (200) selon la revendication 1 ou 2, dans lequel le système propulsif (102) présente au moins un régime de fonctionnement certifié (D, T) qui définit un seuil (NG_D, T4x_D, NG_T, T4x_T) pour chacun de plusieurs paramètres (NG, T4x) de la chaîne électrique (TH), le procédé (200) comportant : un calcul (206) d’une marge de chaque paramètre (NG, T4x) de la chaîne électrique (ELEC) ; et une détermination de la plus petite des marges des paramètres de la chaîne électrique (ELEC), cette plus petite marge étant prise comme marge de la chaîne électrique (ELEC). Procédé (200) selon l’une quelconque des revendications 1 à 3, dans lequel le système propulsif (102) présente au moins un régime de fonctionnement certifié (D) qui définit une durée non nulle de fourniture de puissance pour la chaîne électrique (ELEC), le procédé (200) comportant en outre : une vérification qu’une source de stockage électrique (BAT) de la chaîne électrique (ELEC) est suffisamment chargée pour que la chaîne électrique (ELEC) puisse maintenir le paramètre ayant la marge la plus petite à son seuil pendant la durée de fourniture de puissance définie ; si la source de stockage électrique est suffisamment chargée, la marge (ΔP ELEC _D) de la chaîne électrique (ELEC) est additionnée à la marge (PMD1) de la chaîne thermique (TH) pour obtenir la marge globale (ePMD). Procédé (200) selon la revendication 4, comportant en outre : si la source de stockage électrique (BAT) n’est pas suffisamment chargée, la marge globale (ePMD) est prise égale à la marge (PMD1) de la chaîne thermique (TH). Procédé selon la revendication 4, dans lequel, si la source de stockage électrique (BAT) n’est pas suffisamment chargée, la marge du paramètre est prise égale à zéro. Procédé selon la revendication 4, dans lequel, si la source de stockage électrique (BAT) n’est pas suffisamment chargée, la marge du paramètre est prise égale à l’état de charge divisée par la durée de fourniture de puissance prédéfinie. Procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 7, comportant en outre une transmission (224) de la marge (PMD1) de la chaîne thermique (TH) au dispositif d’affichage (AF) à un pilote de l’aéronef (100) 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 des étapes d’un procédé selon l’une quelconque des revendications 1 à 8, lorsque ledit programme est exécuté sur un ordinateur. Aéronef (100) comportant : un système propulsif (102) d’un aéronef (100), le système propulsif (102) comportant un propulseur tournant (104), une chaîne thermique (TH) d’entraînement du propulseur tournant (104), et une chaîne électrique (ELEC) d’entraînement du propulseur tournant (104) en parallèle de la chaîne thermique (TH) ; un dispositif d’affichage (AF) ; et un calculateur (CALC) conçu pour mettre en œuvre : un calcul (204) d’un seuil (NG_D, T4x_D, NG_T, T4x_T) d’un paramètre (NG, T4x) de la chaîne thermique (TH), en-dessous duquel ce paramètre (NG, T4x) doit rester pour que la chaîne thermique (TH) fournisse une puissance inférieure à une puissance maximale (PMD TH , PMT TH ) prédéfinie ; un calcul (206) d’une marge du paramètre (NG, T4x) de la chaîne thermique (TH) par rapport à son seuil (NG_D, T4x_D, NG_T, T4x_T), cette marge étant prise comme marge (PMD1, PMT1) de la chaîne thermique (TH) ; un calcul (208) d’un seuil (I BAT _D, C M _D, I BAT _T, C M _T) d’un paramètre (I BAT , C M ) de la chaîne électrique (ELEC), en-dessous duquel ce paramètre (I BAT , C M ) doit rester pour que la chaîne électrique (ELEC) fournisse une puissance inférieure à une puissance maximale (PMD ELEC , PMT ELEC ) prédéfinie ; un calcul (210) d’une marge du paramètre (I BAT , C M ) de la chaîne électrique (ELEC) par rapport à son seuil (I BAT _D, C M _D, I BAT _T, C M _T), au moins une partie de cette marge étant prise comme marge (ΔP ELEC _D, ΔP ELEC _T) de la chaîne électrique (ELEC) ; une addition (222) de la marge (PMD1) de la chaîne thermique (TH) et de la marge (ΔP ELEC _D) de la chaîne électrique (ELEC) pour obtenir une marge totale (ePMD) du système propulsif (102) ; et une transmission (224) de la marge totale (ePMD) au dispositif d’affichage (AF) de l’aéronef (100), pour que le dispositif d’affichage (AF) affiche la marge totale (ePMD).