Procédé d’arrêt d’une turbomachine (3, 9) d’aéronef en fonctionnement en cas d’incendie dans un compartiment (2, 8) dans lequel est placée la turbomachine (3, 9), le procédé étant réalisé par un calculateur (4, 10) non ignifuge contrôlant la turbomachine (3, 9) et placé dans le compartiment (2, 8), le procédé comprenant chronologiquement les étapes consistant à : a) comparer la température du calculateur (4, 10) ou un paramètre associé à la température du calculateur (4, 10) avec un seuil prédéterminé sur une première voie du calculateur (4, 10), la température du calculateur (4, 10) ou le paramètre associé étant déterminé à partir d’un premier capteur de température (14) qui est propre au calculateur (4, 10) ; c) arrêter la turbomachine (3, 9), si la comparaison réalisée à l’étape a) indique que la température du calculateur (4, 10) ou le paramètre associé est supérieur au seuil prédéterminé. Procédé d’arrêt selon la revendication 1, caractérisé en ce que l’étape a) est subdivisée en deux sous-étapes consistant à : a1) comparer la température du calculateur (4, 10) avec un premier seuil prédéterminé sur la première voie du calculateur (4, 10) ; a2) comparer le paramètre associé à la température du calculateur (4, 10) avec un second seuil prédéterminé sur la première voie du calculateur (4, 10) ; la turbomachine (3, 9) étant arrêtée à l’étape c), si la comparaison réalisée à la sous-étape a1) indique que la température du calculateur (4, 10) est supérieure au premier seuil, et si la comparaison réalisée à la sous-étape a2) indique que le paramètre associé est supérieur au second seuil. Procédé d’arrêt selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le paramètre est le gradient de la température du calculateur (4, 10) en fonction du temps. Procédé d’arrêt selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le procédé comprend avant l’étape c) une étape consistant à : b) comparer la température du calculateur (4, 10) sur la première voie du calculateur (4, 10) avec la température du calculateur (4, 10) sur une seconde voie du calculateur (4, 10) qui est redondante à la première voie, la température du calculateur (4, 10) sur la seconde voie étant déterminée à partir d’un second capteur de température (15) qui est propre au calculateur (4, 10) ; la turbomachine (3, 9) étant arrêtée à l’étape c), si la comparaison réalisée à l’étape b) indique que la température du calculateur (4, 10) sur la première voie est égale à la température du calculateur (4, 10) sur la seconde voie en prenant en compte une tolérance prédéterminée, par exemple une tolérance de cinq degrés Celsius. Procédé d’arrêt selon la revendication 4, caractérisé en ce que le procédé génère une alerte A1 signalant une incohérence entre la température du calculateur (4, 10) sur la première voie et la température du calculateur (4, 10) sur la seconde voie, si la comparaison réalisée à l’étape b) révèle une disparité supérieure à la tolérance prédéterminée entre la température du calculateur (4, 10) sur la première voie et la température du calculateur (4, 10) sur la seconde voie. Procédé d’arrêt selon l’une des revendications 4 ou 5 lorsque la revendication 4 dépend de la revendication 2, caractérisé en ce que la sous-étape a1) est réalisée avant l’étape b) et la sous-étape a2) est réalisée après l’étape b). Procédé d’arrêt selon la revendication 6, caractérisé en ce que le procédé génère une alerte A2 signalant une température anormalement élevée du calculateur (4, 10), si la comparaison réalisée à la sous-étape a2) indique que le paramètre associé est inférieur au second seuil. Procédé d’arrêt selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que l’étape c) consiste également à mettre les aubes à calage variable de la soufflante ou les pales (13) à calage variable de l’hélice (12) en position drapeau, lorsque la turbomachine (9) comprend une soufflante munie d’aubes à calage variable ou une hélice (12) munie de pales (13) à calage variable. Aéronef (1), tel qu’un hélicoptère, comprenant un compartiment (2) dans lequel sont placés une turbomachine (3) et un calculateur (4) non ignifuge contrôlant la turbomachine (3), le calculateur (4) étant configuré pour réaliser le procédé d’arrêt de la turbomachine (3) selon l’une des revendications 1 à 8. Système propulsif (7) d’aéronef comprenant un compartiment (8) dans lequel sont placés une turbomachine (9) et un calculateur (10) non ignifuge contrôlant la turbomachine (9), le calculateur (10) étant configuré pour réaliser le procédé d’arrêt de la turbomachine (9) selon l’une des revendications 1 à 8.