航空機ガスタービンTに使用される発電および機内回路網10への出力を制御する方法であって、ガスタービンTの始動段階50後に、機内回路網10の電圧は、航空機の推進機構41に供給される電力抽出要求PPRELに従って機内回路網10の主発電源7の無負荷/負荷状態EDEL、ELES、ESTABを決定するステップ100と、その後に、無負荷/負荷状態の決定に応じて複数のレベルUH、UB、UMの中から電圧設定値CTを選択するステップ200と、選択された設定値を機内回路網10に供給される電圧を調整するループ15に印加するステップ300とによって制御された電圧設定値CTを使用して調整されることを特徴とする、方法。機内回路網10に電力を供給するために、主電源7が無負荷状態EDELの場合に電源8は作動状態であるが、このバッファ電源8は主電源7が無負荷状態でないELES、ESTAB場合に再充電可能である、請求項1に記載の発電方法。無負荷/負荷状態100が、ガス発生器の速度変化dNG/dtおよび/または、ヘリコプタの場合、ロータブレードの傾斜のコレクティブピッチ変化dXPC/dtに応じて、3つの状態、すなわち、無負荷状態EDEL、負荷状態ELES、および安定状態ESTABの中から決定される、請求項1または請求項2に記載の発電方法。無負荷状態EDELが、ガス発生器の速度変化dNG/dtが少なくとも単位時間当たり2~5の上限値に等しい場合、および/または、ヘリコプタの場合、コレクティブピッチ変化dXPC/dtが単位時間当たりフルトラベルの10~30の上限値より大きい場合に決定される、請求項3に記載の発電方法。負荷状態ELESが、ガス発生器の速度変化dNG/dtが単位時間当たり-2~-5の下限値以下である場合、および/またはコレクティブピッチ変化dXPC/dtが単位時間当たりコレクティブピッチのフルトラベルの10~30の上限値より小さい場合に決定される、請求項3に記載の発電方法。安定状態ESTABが、速度変化またはコレクティブピッチ変化が請求項4および請求項5で規定される上限値と下限値との間の範囲内にある場合に決定される、請求項3に記載の発電方法。少なくとも3つのレベルUH、UB、UMの電圧の設定値CTが、前のステップ100で決定された無負荷/負荷/安定の3つの状態EDEL、ELES、ESTABに対して設定値を選択するステップ200で決定され、中レベルの設定値UMは、前のステップ100で安定状態ESTABが決定された場合または機内回路網10の状態が不具合状態SOC、DDONの場合に選択され、低レベルの設定値UBは、前のステップ100で無負荷状態EDELが決定された場合に選択され、高レベルの設定値UHは、前のステップ100で負荷状態ELESが決定された場合またはバッファ電源8を再充電するために、特に、無負荷状態EDELの時にガス発生器1の加速段階に入るために安定状態ESTABが決定された場合に選択される、請求項1に記載の発電方法。機内回路網10に印加される電圧設定値CTが、機内回路網の作動状態DDONおよび/またはバッファ電源の充電状態SOCに従って調整される、請求項7に記載の発電方法。機内回路網の状態DONが、回路網10の故障または不具合状態、または消費機器および補機の制御系42の作動状態もしくは感度によって規定される、請求項8に記載の発電方法。請求項1~9のいずれか一項に記載の方法を実施可能なヘリコプタターボシャフトエンジンTにして、可逆始動発電機7と、推進翼ロータ機構41を駆動することができガス発生器7に電気エネルギー源を供給することができる始動発電機7と結合されるガス発生器1と、ガス発生器1または始動発電機7の速度NGを測定する装置と、始動発電機7によって電力が供給される機内回路網10と、数値制御装置9とを備えるヘリコプタターボシャフトエンジンであって、制御装置9は、機内回路網10の電圧設定値を選択するモジュール19と、調整器16と結合される調整ループ15とを含み、このモジュール19は、速度NGを測定する装置、推進翼のコレクティブピッチXPCの位置を測定する装置、および機内回路網10の電圧UNを測定する装置によって供給されるデータから電圧設定値CTを選択することができること、および制御装置9は、このように選択された電圧設定値CTを調整ループ15を介して機内回路網10に印加することができることを特徴とする、ヘリコプタターボシャフトエンジン。バッファバッテリ8が、少なくとも始動発電機7の無負荷状態EDELの時に機内回路網10の発電を行うために始動発電機7の代わりに機能することができる、請求項10に記載のヘリコプタターボシャフトエンジン。バッテリ8の充電状態SOCを監視することができる装置およびセンサが、特に電気制御系42、回路網の異常DONを検出することができる、請求項11に記載のヘリコプタターボシャフトエンジン。本発明の目的は、特に、遷移段階でのガス発生器からの機械力抽出を低減して、さらに発電しなくても、または追加のセンサもしくはアクチュエータを使用しなくてもガス発生器の加速効率が得られる十分なサージマージンを維持することである。上述の目的を達成するために、本発明は、航空機の機内電気回路網の電圧を調整する設定値を調節することによってガス発生器の加速力/減速力を増加させることを提案する。より正確には、本発明の目的は、航空機ガスタービンに使用される電気を発電して、ガスタービンの始動段階後に機内回路網に出力する方法である。この方法において、機内回路網の電圧は電圧設定値を使用して調整され、電圧設定値は、航空機の推進機構に供給される電力抽出要求に従って機内回路網の主発電源の無負荷/負荷状態を決定するステップと、その後に、無負荷/負荷状態の決定に応じて複数のレベルから電圧設定値を選択するステップ、および選択された設定値を機内回路網に供給される電圧を調整するループに印加するステップによって制御される。特定の実施形態によれば、機内回路網に電力を供給するために、主電源が無負荷状態の場合に電源は作動状態であるが、このバッファ電源は主電源が無負荷状態でない場合に再充電可能であり、無負荷/負荷状態は、ガス発生器の速度変化および/または、ヘリコプタの場合、通常コレクティブピッチと呼ばれるロータブレードの傾斜変化に応じて、3つの状態、すなわち、無負荷状態、負荷状態、および安定状態の中から決定され、無負荷状態は、ガス発生器の速度変化が少なくとも単位時間当たり2~5の上限値に等しい場合、および/または、ヘリコプタの場合、コレクティブピッチ変化が単位時間当たりコレクティブピッチのフルトラベルの10~30の上限値より大きい場合に決定され、負荷状態は、ガス発生器の速度変化が単位時間当たり-2~-5の下限値以下である場合、および/またはコレクティブピッチ変化が単位時間当たりコレクティブピッチのフルトラベルの10~30の上限値より小さい場合に決定され、安定状態は、速度変化またはコレクティブピッチ変化が上限値と下限値との間の範囲内にある場合に決定され、少なくとも3つのレベルの電圧の設定値は、前のステップで決定された無負荷/負荷/安定の3つの状態に応じて設定値を選択するステップで決定され、中レベルの設定値は、前のステップで安定状態が決定された場合または機内回路網の状態が不具合状態の場合に選択され、低レベルの設定値は、前のステップで無負荷状態が決定された場合に選択され、高レベルの設定値は、前のステップで負荷状態が決定された場合またはバッファ電源を再充電するために、特に、無負荷状態の時に加速段階に入るために安定状態が決定された場合に選択され、各々の電圧設定値の選択は明確な飛行段階に対応しており、中レベルの電圧設定値は定常の中間の飛行段階に対応し、中レベルの設定値より大幅に低い無負荷電圧設定値は遷移段階の加速および離陸に対応し、中レベルの設定値より大幅に高い負荷電圧設定値は遷移段階の減速および着陸に対応し、調整電圧設定値は、機内回路網の作動状態および/またはバッファ電源の充電に関するデータに従って調整され、機内回路網の状態は、回路網の故障または不具合状態、または消費機器および補機の制御系の作動状態もしくは感度によって規定される。本発明はさらに、上述の方法を実施可能なヘリコプタのターボシャフトエンジンに関する。このターボシャフトエンジンは、ガス発生器を含み、ガス発生器は、推進翼のロータ機構を駆動することができ、ガス発生器の運動エネルギー源または機内回路網への電気供給源となることができる可逆始動発電機と結合される。数値制御装置は、機内回路網の電圧を発生させる設定値を選択するモジュールを含む。このモジュールは、ガス発生器または始動発電機の速度を測定する装置、推進翼のコレクティブピッチの位置を測定する装置、および機内回路網の電圧を測定する装置に供給されるデータから電圧設定値を選択することができる。制御装置は、このように選択された電圧設定値を調整器と結合された調整ループを介して機内回路網に印加することができる。本発明の他の態様、特徴、および利点は、添付図面を参照しながら特定の実施形態に関して説明する以下の非限定的な記述から明らかになるであろう。図1の概略図を参照すると、本発明の一実施形態では、ヘリコプタターボシャフトエンジンTは、ガス発生器1と、始動段階後にガス発生器1によって供給される大きな運動エネルギーを有するガス流Fgによって回転駆動されるフリータービン2とを含む。フリータービン2は、速度を補機ギアボックスAGBと連動させることができるギアボックスに機械エネルギーを伝達するシャフト3に取り付けられる。このAGB4は、推進翼ロータの駆動機構41に機械力を伝達することができる。これに対して、ガス発生器1は、機械構成部品燃料ポンプなどおよび電気構成部品オルタネータ、始動機など一式を駆動し、さらには、ますます全電気式の傾向があることから、油圧機器ポンプなど、機械設備ロータブレーキなどまたは空気圧装置圧縮機、空調設備などの制御系を駆動する。発電は、発電機モードSGの可逆モータ7を介して行われる。SGは可逆であるので、ガス発生器を駆動することで始動させることができ、その後、SGはフリーホイールなしでガス発生器シャフト13と機械的に接続される以下で詳述するので、ガス発生器が自律的に作動すると電気エネルギーを供給することができる。ガス発生器1は、回転シャフト13に取り付けられる圧縮機11およびタービン12と、圧縮機11とタービン12との間に形成される燃焼室14とを備える。ケーシング6に形成された空気取入口5から流入し圧縮機11を介して圧縮される空気流矢印F1は、燃焼室14に送られて燃料と混合され、燃焼によって運動ガス流Fgを生成する。この流れFは、タービン12を通過すると同時に膨張し、それにより回転シャフト13を介して圧縮機11を回転駆動し、その後、フリータービン2を駆動することで、ドライブシャフト3を回転駆動する。図1に示される機械エネルギーの伝達は、回転シャフト13と同一直線上にあるリバース貫通ドライブシャフト3を有する前方入口のギアボックスを使用するタイプである。あるいは、本発明の範囲から逸脱せずに、外側のリバースシャフトを有する前方入口ギアボックスまたは後方入口ギアボックスを使用してもよい。ターボシャフトエンジンTはさらに、機内回路網10の消費機器および補機の電気制御系42に電力を供給するための発電機として動作することができる可逆電気モータ7を含む。この可逆電気モータは、始動発電源SGとなる。同等物として、ブラシ付き直流タイプの始動発電機もしくはブラシレスの始動発電機、またはオルタネータ始動機を使用することも可能である。モータ7は、始動段階でガス発生器1を回転駆動するためにシャフト13と結合される。どの飛行段階でも、SGはガス発生器に接続された状態であり、ガス発生器の速度に比例する速度で回転する。さらに、始動時にSGに電力を供給するバッテリ、または補助バッテリ8、例えば、アキュムレータまたは超電導ストレージボビンを備えたバッテリが発電に関係する。このバッテリ8は、後述するように、発電モードの可逆モータ7が無負荷状態である時の加速段階で機内回路網10の電圧を下げないように十分な電気エネルギーを供給することができる。バッテリ8は、さらに、ガス発生器1のシャフト13を駆動するために、モータモードでモータ7を始動させる始動段階でも使用される。バッテリ8の短時間再充電は、減速段階、さらに後述するように、定常段階で、発電モードの可逆モータ7を使用して行われる。種々の飛行段階に応じて機内回路網10の発電を制御するために、一般にFADECFullAuthorityDigitalEngineControllerと呼ばれる数値制御装置9は、機内回路網10に印加される電圧設定値を選択するモジュール19を含む。モジュール19は、種々の測定装置によって供給されるデータを受信し、数値制御装置9と協働してデータの時間変化、すなわちガス発生器の速度の測定値および変化NG、およびロータのコレクティブピッチの位置XPC、さらに機内回路網10の実効電圧UNを計算して、確実に設定値の追跡を行う。制御装置9は、飛行段階に応じて機内回路網を調整するための電圧設定値を提示する。この設定値は調整ループ15に送信されて、調整ループ15はSGによって供給される電力を制御し、実際には、ガス発生器から得られたトルクを制御することになる。ヘリコプタの一連の飛行段階の一例が図2の飛行プロファイル20で示されており、時間tに対応するガス発生器速度NGで表されている。加速段階Bでは、発電モードの可逆モータに用いられる抽出電力の割合は、必要電力に応じて、制御装置によって最小限に抑えられ、あるいはキャンセルされる。この時、可逆モータは推進翼ロータに電力を供給するために無負荷状態にある。この時、機内回路網の必要電力は、バッファバッテリによって賄われる。定常段階A、C、またはEでは、機内回路網の必要電力は可逆モータによって賄われる。したがって、バッテリは、これらの定常段階で、特に、加速段階後の限られた期間で再充電可能である。減速段階Dまたは着陸段階Fでは、発電モードの可逆モータに使用される抽出電力の割合は最大となり、バッテリも再充電可能である。図3を参照して、上述の一連の飛行段階A~Fで機内回路網の発電を作動させる種々のステップを示したブロック図について説明する。これらのステップは、制御装置9がバッテリ8によって電力が供給されたモータ7を始動させる始動段階50の後に行われる。ガス発生器1は、自給的に作動するまで周知の始動方法に従って駆動される。この始動段階終了時に、制御装置9は可逆モータ7を発電モードに切り替える。発電モードの可逆モータ7の無負荷/負荷状態を選択する第1ステップ100では、推進ロータに供給される電力抽出要求PPRELが飛行段階に応じて制御装置9によって決定される。したがって、上述のターボシャフトエンジンに適用される例では、抽出要求PPRELは、センサ30からのガス発生器1の速度変化dNG/dtおよびコレクティブピッチdXPC/dtに応じて、制御装置9によって選択モジュール19にデータ伝送することで決定される。データ伝送は、任意の適切な配線を使用して、または適した送受信アンテナ25図1を介した無線によって行われる。発電モードのモータ7の状態を選択するステップ100は、dNG/dtおよびdXPC/dtの基準値に応じて、3つの状態、つまり加速段階に対応する無負荷状態EDEL、減速段階に対応する負荷状態ELED、および定常段階に対応する安定状態ESTABの中から決定される。この例では、無負荷状態EDELは、速度変化dNG/dtが少なくとも単位時間当たり3に等しい場合、またはコレクティブピッチ変化dXPC/dtが単位時間当たりフルトラベルXPCの20より大きい場合に決定され、負荷状態ELESは、速度変化dNG/dtが-3以下である場合、またはコレクティブピッチ変化dXPC/dtが単位時間当たり-20未満である場合に決定され、安定状態ESTABは、-1<dNG/dt<1および-10<dXPC/dt<10の場合に決定される。これらの状態EDEL、ELES、およびESTABのそれぞれは、電圧設定値を選択するステップ200において、機内回路網に印加される3つの電圧設定値レベルUB、UH、UM、つまりガス発生器の加速段階で無負荷状態EDELが決定された場合の低レベル設定値UBこの例では24V、専用の装置で監視される充電状態SOCに応じて限られた期間、例えば、数秒間でバッファバッテリを再充電するために、減速段階で負荷状態ELESが選択された場合、または安定状態ESTABが決定された場合、特に、加速段階の後の安定状態の時の高レベルの設定値UHこの例では30V、および前のステップで安定状態ESTABが決定された場合、または機内回路網に設置された専用のセンサによって、またはFADECによる供給電圧の読み取りによって回路網異常DONDefectsOnNetwork、つまり回路網障害、機内回路網、電気制御装置、高感度もしくは不良消耗機器などの状態が検出されて電圧選択ステップ200に送信された場合の中レベルの設定値UMこの例では、28Vの中からモジュール19によって管理される電圧設定値レベルCTに対応する。このようにして選択された電圧レベルCTは、印加ステップ300で、機内回路網10に印加される電圧を調整する調整ループ15の入力部に印加される。調整ループは調整器16と結合される。電圧設定値CTと比較するためにループ15に取り込まれた機内回路網10の実効電圧UNが測定されて、制御装置9に送信される。主電源7の無負荷状態EDELが決定された場合、電圧はバッテリ8によって供給され、制御装置9は、この電圧が回路網に十分な電圧であるか否かを検証し、不十分である場合、少なくとも短期間の間、主電源の装荷が可能であるか否かを検証する。本発明は、説明した例に限定されない。例えば、機内回路網の電圧設定値を発電機の種々の加速レベルまたは他の遷移段階ホバリング飛行、海上での低高度の捜索などに対応したサブレベルに細分化することで4つ以上のレベルの電圧設定値を規定することも可能である。さらに、複数の可逆主電源および/または複数の二次電源を使用することも可能である。