DOMAINE TECHNIQUE GENERAL ET ART ANTERIEUR

La présente invention concerne un aéronef comportant au moins un système propulsif latéral et au moins un système propulsif arrière qui est monté à une pointe arrière de l’aéronef afin d’ingérer une couche limite de l’aéronef. L’invention concerne plus particulièrement un procédé de gestion des systèmes propulsifs au cours des différentes phases de déplacement de l’aéronef.

De manière connue, un aéronef s’étend longitudinalement selon un axe et comporte des ailes latérales sur lesquelles sont montés des systèmes propulsifs latéraux, en particulier, des turbomoteurs. Afin d’augmenter l'efficacité de propulsion d'un aéronef, il est connu de monter un système propulsif arrière à une pointe arrière de l’aéronef afin d’ingérer un flux d’air de la couche limite de l’aéronef. Pour rappel, la couche limite est formée à la surface du fuselage. Dans une couche limite, la vitesse maximale du flux d’air est égale à 99% de la vitesse libre. Par conséquent, le flux d’air de la couche limite se déplace plus lentement que le flux d’air libre. Ainsi, lorsqu’un système propulsif arrière est configuré pour ingérer le flux d'air de la couche limite, le système propulsif arrière génère un flux d’air avec une vitesse d’échappement plus faible que les systèmes propulsifs latéraux placés sous les ailes de l’aéronef et configurés pour absorber le flux d’air libre, ce qui augmente l’efficacité du système propulsif arrière.

Actuellement, le système propulsif arrière est utilisé à puissance constante dans les différentes phases de déplacement (décollage, ralenti au sol et vol, montée et croisière, etc.) afin de réduire la puissance des systèmes propulsifs latéraux et ainsi limiter la consommation de l’aéronef.

En pratique, la puissance fournie par le système propulsif arrière peut entraîner des perturbations des systèmes propulsifs latéraux, ce qui peut engendrer des problèmes d’opérabilité ainsi que des problèmes de pompage des systèmes propulsifs latéraux. Dans les faits, plus la contribution du système propulsif arrière est importante, plus les inconvénients cités précédemment sont importants.

La gestion de la puissance d’un système propulsif arrière est particulièrement complexe étant donné qu’elle doit être, d’une part, maximisée pour permettre une réduction de la consommation de carburant de l’aéronef et, d’autre part, limitée pour réduire le risque des perturbations des systèmes propulsif latéraux. L’invention a pour but de remédier à ces inconvénients en proposant un nouveau procédé pour gérer de manière optimale la puissance d’un système propulsif arrière.

De manière incidente, on connaît par la demande de brevet US2018/1 18356A1 une architecture entièrement électrique sans systèmes latéraux thermiques.

PRESENTATION GENERALE DE L’INVENTION

A cet effet, l’invention concerne un procédé de gestion de la puissance de propulsion d’un aéronef, l’aéronef s’étendant longitudinalement selon un axe X d’arrière en avant et comprenant au moins deux systèmes propulsifs latéraux comprenant chacun une soufflante, chaque système propulsif latéral ayant un régime de rotation de soufflante N ₂ et au moins un système propulsif arrière configuré pour ingérer une couche limite dudit aéronef, le système propulsif arrière comprenant une soufflante ayant un régime de rotation de soufflante N3.

L’invention est remarquable en ce qu’il comprend, au cours d’une phase de croisière P4, une étape de réglage du régime de rotation N3 du système propulsif arrière 3 selon la formule suivante :

N ₃ = a * N ₂

dans laquelle a est une constante.

De manière avantageuse, lors d’une phase de croisière, le régime du système propulsif arrière N3 est synchronisé avec le régime N ₂ des soufflantes des systèmes propulsifs latéraux, de manière à optimiser les performances du système propulsif arrière et des systèmes propulsifs latéraux.

De manière préférée, la soufflante d’un système propulsif latéral ayant un diamètre d2, la soufflante d’un système propulsif arrière ayant un diamètre d3, le procédé comprend, au cours d’une phase de croisière P4, une étape de réglage du régime de rotation N3 du système propulsif arrière selon la formule suivante :

d ₃ * N ₃ — b * d ₂ * N ₂

dans laquelle b est une constante comprise entre 0,85 et 1 ,15.

De manière avantageuse, les vitesses en tête des aubes de soufflantes sont égales. Une constante b comprise entre 0,85 et 1 ,15 permet d’offrir une variation de puissance de 15% qui est acceptable pour conserver des performances optimales. De préférence, les systèmes propulsifs latéraux sont thermiques de manière à produire de la poussée et de la puissance électrique. De manière préférée, les systèmes propulsifs latéraux se présentent sous la forme de turbomoteurs.

De préférence encore, le procédé comprend au cours d’une phase de montée P1 de l’aéronef, une étape de réglage du régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière à un premier régime de rotation de référence Nsi de manière à fournir une première puissance propulsive constante prédéterminée VP ₁ .

De manière avantageuse, la puissance propulsive du système propulsif arrière est bridée à une valeur de puissance VP ₁ utilisée pendant la phase de montée P1 . Cela est particulièrement avantageux pour améliorer la durée de vie du système propulsif arrière, en particulier, lorsqu’il comporte un moteur électrique, et la durée de vie des systèmes propulsifs latéraux, en particulier, lorsqu’ils comportent des génératrices de courant.

De préférence, le procédé comprend, au cours d’une phase de ralenti P3, une étape de réglage du régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière en fonction du régime de rotation N ₂ des systèmes propulsifs latéraux dans lequel :

si le régime de rotation N ₂ des systèmes propulsifs latéraux multiplié par la constante a est inférieur au premier régime de rotation de référence Nsi , le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière est réglé de manière à être fonction du régime de rotation N ₂ des systèmes propulsifs latéraux 2. De manière préférée, le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière 3 est défini selon la formule N ₃ = a * N ₂ présentée précédemment,

si le régime de rotation N ₂ des systèmes propulsifs latéraux multiplié par la constante a est supérieur au premier régime de rotation de référence Nsi , le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière est égal au premier régime de rotation de référence Nsi .

De manière avantageuse, lors d’une phase de ralenti, le régime du système propulsif arrière N ₃ est synchronisé avec le régime N ₂ des soufflantes des systèmes propulsifs latéraux, de manière à optimiser les performances du système propulsif arrière et des systèmes propulsifs latéraux.

De manière, le procédé comprend, au cours d’une phase de décollage P2, une étape de réglage du régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière à un deuxième régime de rotation de référence Ns ₂ de manière à fournir une deuxième puissance propulsive prédéterminée VP ₂ strictement supérieure à la première puissance propulsive prédéterminée VP ₁ . Lors de la phase de décollage, il est important de fournir une poussée propulsive importante. De manière avantageuse, le système propulsif arrière est utilisé à fort régime afin de limiter la consommation de carburant des systèmes propulsifs latéraux lors de la phase de décollage et afin de limiter les problèmes de pompages des systèmes propulsifs latéraux.

De manière préférée, la deuxième puissance propulsive prédéterminée VP ₂ est définie selon la formule suivante :

V _p2 = V _pl + Fl

dans laquelle F1 est une fonction d’adaptation positive qui dépend notamment de l’altitude et de la vitesse de l’aéronef.

Ainsi, la puissance propulsive arrière est augmentée par rapport à la valeur VPi en fonction des conditions de vol de l’aéronef, afin de prévenir tout phénomène de pompage dans les systèmes propulsifs latéraux. De préférence encore, la fonction d’adaptation positive est également fonction de la position de la manette et de la température ambiante.

Selon un aspect de l’invention, le système propulsif arrière comporte au moins une soufflante entraînée par un moteur électrique. Un système propulsif arrière alimenté électriquement permet de limiter la consommation de carburant. De préférence, le moteur électrique est alimenté par au moins une génératrice prélevant un couple mécanique sur un arbre, notamment basse pression, d’un des systèmes propulsifs latéraux.

De manière préférée, la première puissance propulsive VPi est prédéterminée en fonction de la puissance maximale continue du moteur électrique du système propulsif arrière. De manière avantageuse, la première puissance propulsive VPi est déterminée pour maximiser l’ingestion de la couche limite du fuselage et optimiser la consommation de carburant.

Selon un aspect de l’invention, le procédé de gestion comprend, en cas de panne d’un des systèmes propulsifs latéraux, une étape de réglage du régime de rotation N3 du système propulsif arrière de manière à être égal à un troisième régime de rotation de référence Ns3 afin de fournir la moitié de la première puissance propulsive prédéterminée VPI .

Etant donné que seul un des systèmes propulsifs latéraux est opérationnel, la puissance propulsive du système propulsif arrière est diminuée de 50% afin de ne pas engendrer la surcharge du seul système propulsif latéral qui est opérationnel. De préférence, en dehors de la phase de croisière, le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière est déterminé comme suit N ₃ < a * N ₂ de manière à obtenir des performances optimales. Cela permet d’adapter le régime de rotation du système propulsif arrière en fonction des contraintes spécifiques liées à la montée, au ralenti et au décollage.

De préférence, chaque système propulsif latéral comprenant au moins une vanne de décharge, le procédé comprend, en cas de panne du système propulsif arrière, une étape d’ouverture des vannes de décharge des systèmes propulsifs latéraux. L’absence de propulsion arrière engendre une forte compression dans les compresseurs basse-pression des systèmes propulsifs latéraux. L’ouverture des vannes de décharge permet de limiter la pression et donc d’éviter un phénomène de pompage des compresseurs basse-pression des systèmes propulsifs latéraux.

L’invention concerne également un programme d’ordinateur comprenant des instructions pour l’exécution des étapes d’un procédé de gestion tel que présenté précédemment lorsque ledit programme est exécuté par un ordinateur.

L’invention concerne en outre une unité électronique pour aéronef comprenant une mémoire comprenant des instructions d’un programme d’ordinateur tel que présenté précédemment. Enfin, l’invention concerne aussi une unité électronique telle que présentée précédemment.

PRESENTATION DES FIGURES

L’invention sera mieux comprise à la lecture de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple, et se référant aux dessins annexés sur lesquels :

la figure 1 est une représentation schématique d’un aéronef avec un système propulsif arrière selon l’invention,

la figure 2 est une représentation schématique des systèmes propulsifs et d’une unité électronique,

la figure 3 représente un schéma bloc fonctionnel de la phase de montée du procédé de gestion selon l’invention,

la figure 4 représente un schéma bloc fonctionnel de la phase de décollage du procédé de gestion selon l’invention,

les figures 5 et 6 représentent un schéma bloc fonctionnel de la phase de ralenti du procédé de gestion selon l’invention, la figure 7 représente la variation du régime de rotation du système propulsif arrière en fonction du régime de rotation du système propulsif latéral lors de la phase de ralenti pour des conditions de vol constantes,

la figure 8 est une représentation d’un schéma bloc fonctionnel de la phase de croisière du procédé de gestion selon l’invention,

la figure 9 est une représentation d’un schéma bloc fonctionnel du procédé de gestion selon l’invention en cas de panne d’un système propulsif latéral et

la figure 10 est une représentation d’un schéma bloc fonctionnel du procédé de gestion selon l’invention en cas de panne d’un système propulsif arrière.

Il faut noter que les figures exposent l’invention de manière détaillée pour mettre en oeuvre l’invention, lesdites figures pouvant bien entendu servir à mieux définir l’invention le cas échéant.

DESCRIPTION D’UN OU PLUSIEURS MODES DE REALISATION ET DE MISE EN OEUVRE

En référence à la figure 1 , il est représenté un aéronef 1 s’étendant longitudinalement selon un axe X et comportant des ailes latérales sur lesquelles sont montés des systèmes propulsifs latéraux 2, en particulier, thermiques tels que des turbomoteurs. Un tel système propulsif latéral thermique 2 permet de générer de la poussée. De manière préférée, le système propulsif latéral est un turbomoteur à double flux. Il comporte de manière préférée un compresseur basse pression, un compresseur haute pression, une turbine basse pression et une turbine haute pression.

Afin d’augmenter l'efficacité de propulsion d'un aéronef, l’aéronef 1 comporte en outre une pointe arrière 1 1 sur laquelle est monté un système propulsif arrière 3 afin d’ingérer un flux d’air de la couche limite de l’aéronef 1. Pour rappel, la couche limite est formée à la surface du fuselage. Dans une couche limite, la vitesse maximale du flux d’air est égale à 99% de la vitesse libre. Par conséquent, le flux d’air de la couche limite se déplace plus lentement que le flux d’air libre. Ainsi, lorsqu’un système propulsif arrière 3 est configuré pour ingérer le flux d'air de la couche limite, le système propulsif arrière 3 génère un flux d’air avec une vitesse d’échappement plus faible que les systèmes propulsifs latéraux 2 placés sous les ailes de l’aéronef et configurés pour absorber le flux d’air libre, ce qui augmente l’efficacité du système propulsif arrière 3. Par la suite, chaque système propulsif latéral 2 possède un régime de rotation N ₂ . Dans cet exemple, chaque système propulsif latéral 2 comporte une soufflante et le régime de rotation N ₂ correspond au régime de soufflante N _2. De manière préférée, la soufflante est solidaire en rotation du compresseur basse pression. Les régimes de rotation N ₂ des deux systèmes propulsifs latéraux 2 sont égaux. Comme cela sera présenté par la suite, chaque système propulsif latéral 2 comporte au moins une vanne de décharge configurée pour décharger de l’air situé dans un étage de compression d’un système propulsif latéral 2. De manière analogue, le système propulsif arrière 3 possède un régime de rotation N ₃ . Dans cet exemple, le système propulsif arrière 3 comporte une soufflante et le régime de rotation N3 correspond au régime de soufflante N3. Dans cet exemple, l’aéronef 1 comporte en outre une unité électronique 4 reliée aux systèmes propulsifs latéraux 2 et au système propulsif arrière 3 afin de commander leurs régimes respectifs N ₂ , N3. L’unité électronique 4 se présente sous la forme d’une carte électronique recevant différentes informations et mesures de l’aéronef et des systèmes propulsifs 2, 3.

Dans cet exemple de mise en oeuvre, en référence à la figure 2, le système propulsif arrière 3 comporte une soufflante 30 qui est entraînée par un moteur électrique 31 qui est lui-même commandé par l’unité électronique 4. Un système propulsif arrière 3 permet de fournir de la poussée en limitant la consommation de carburant, ce qui est avantageux. De manière préférée, le moteur électrique 31 est alimenté par une ou plusieurs génératrices électriques 20 qui prélèvent de la puissance mécanique sur les systèmes propulsifs latéraux 2. Pour un système propulsif latéral 2 se présentant sous la forme d’une turbomachine à double corps comprenant un arbre basse-pression et un arbre haute-pression, la puissance mécanique est de préférence prélevée sur l’arbre basse-pression.

Il va dorénavant être présenté un exemple de mise en oeuvre d’un procédé de gestion de la puissance de propulsion d’un aéronef 1 selon différentes phases de déplacement de l’aéronef 1. Dans cet exemple, le procédé de gestion est mis en oeuvre par l’unité électronique 4.

En particulier, comme cela sera présenté par la suite, le procédé de gestion vise à régler la puissance propulsive P ₃ du système propulsif arrière 3 en réglant le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière 3 selon la phase du déplacement de l’aéronef 1 et en fonction du régime de rotation N ₂ des systèmes propulsifs latéraux 2.

L’unité électronique 4 mesure en temps réel la valeur des régimes de rotation N ₂ , N ₃ des systèmes propulsifs latéraux 2, 3. En outre, l’unité électronique 4 détermine la phase de déplacement de l’aéronef 1 en fonction de différents paramètres de l’aéronef 1 , en particulier, l’altitude, la position de la manette des gaz commandant les systèmes propulsifs latéraux 2, la vitesse de l’aéronef et la température ambiante, etc. Ainsi, l’unité électronique 4 permet de détecter la transition d’une phase de déplacement à une autre. De manière avantageuse, l’unité électronique 4 peut modifier la valeur du régime de rotation N3 du système propulsif arrière 3 de manière optimale en fonction de la phase de déplacement de l’aéronef 1. Dans cet exemple de mise en oeuvre, l’unité électronique 4 comporte une mémoire 40 dans laquelle sont stockés des paramètres.

Il va dorénavant être présenté une gestion de la puissance propulsive selon les phases de déplacements suivantes : une phase de montée P1 , une phase de décollage P2, une phase de ralenti P3 et une phase de croisière P4.

Dans cet exemple de mise en oeuvre, le régime de rotation is du système propulsif arrière 3 est déterminé en fonction du régime de rotation N ₂ des deux systèmes propulsifs latéraux 2.

En référence à la figure 3, lors d’une phase de montée P1 , l’unité électronique 4 règle le régime de rotation is du système propulsif arrière 3 de manière à ce qu’il soit égal à un premier régime de rotation de référence Nsi de manière à fournir une première puissance propulsive prédéterminée VP1. Le premier régime de rotation de référence Nsi est prédéterminé et stocké dans une mémoire de l’unité électronique 4. De préférence, le premier régime de rotation de référence Nsi est fonction de l’altitude, de la vitesse de vol et de la température ambiante. En pratique, pour une première puissance propulsive prédéterminée VP1, le premier régime de rotation de référence Nsi varie en fonction des conditions de vol.

Ainsi, lors de la phase de montée P1 , la première puissance propulsive prédéterminée VPI ne dépend pas du régime de rotation N ₂ du système propulsif latéral 2. De manière préférée, la première puissance propulsive VP1 est déterminée de manière à correspondre à la puissance maximale continue du moteur électrique 30 du système propulsif arrière 3. Cela permet avantageusement d’utiliser le système propulsif arrière 3 afin d’ingérer un maximum de couche limite et minimiser la consommation de carburant.

En référence à la figure 4, lors d’une phase de décollage P2, l’unité électronique 4 règle le régime de rotation N3 du système propulsif arrière 3 de manière à ce qu’il soit égal à un deuxième régime de rotation de référence Ns2 de manière à fournir une deuxième puissance propulsive prédéterminée Vp ₂ . Le deuxième régime de rotation de référence Ns2 est prédéterminé et stocké dans la mémoire 40 de l’unité électronique 4. De manière préférée, le deuxième régime de rotation de référence Ns2 est fonction de l’altitude, de la vitesse de vol et de la température ambiante. Pour les mêmes conditions de vol, le deuxième régime de rotation de référence Ns2 est strictement supérieur au premier régime de rotation de référence Nsi de manière à ce que la deuxième puissance propulsive prédéterminée Vp ₂ soit strictement supérieure à la première puissance propulsive prédéterminée VPI _. En pratique, le deuxième régime de rotation de référence Ns ₂ varie en fonction des conditions de vol.

En effet, dans la phase de décollage P2, l’aéronef 1 nécessite une puissance propulsive importante. L’utilisation importante du système propulsif arrière 3 permet de limiter la consommation de carburant des systèmes propulsifs latéraux 2 et de prévenir tout phénomène de pompage dans les systèmes propulsifs latéraux 2.

De manière préférée, la deuxième puissance propulsive Vp ₂ est déterminée selon la formule suivante : V _p2 = V _pl + Fl dans laquelle F1 est une fonction d’adaptation positive qui dépend de l’altitude de l’aéronef, de la vitesse de l’aéronef, de la position de la manette de commande et de la température ambiante. Dans cet exemple, la fonction d’adaptation F1 est stockée dans la mémoire 40 de l’unité électronique 4.

Lors de la phase de décollage P2, le système propulsif arrière 3 est fortement sollicité pendant une courte période.

Enfin, en référence à la figure 8, lors d’une phase de croisière P4, l’unité électronique 4 règle le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière 3 selon la formule suivante :

N ₃ — a * N ₂

dans laquelle a est une constante.

De manière préférée, la soufflante d’un système propulsif latéral 2 ayant un diamètre d2 et la soufflante d’un système propulsif arrière 3 ayant un diamètre d3, le procédé comprend une étape de réglage du régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière 3 selon la formule suivante :

d _g * N ₃ — b * d ₂ * N ₂

dans laquelle b est une constante comprise entre 0,85 et 1 ,15.

Ainsi, selon l’invention, les vitesses en tête des aubes de soufflantes sont sensiblement égales cela permet un dimensionnement optimal des systèmes propulsifs.

De manière avantageuse, lors de la phase de croisière P4, le système propulsif arrière 3 est utilisé d’une manière à optimiser à la fois son rendement et les performances des systèmes propulsifs latéraux 2. Le régime de rotation N ₃ est synchronisé avec le régime de rotation N ₂ afin d’optimiser les performances. En référence à la figure 5, lors d’une phase de ralenti P3, l’unité électronique 4 règle le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière 3 en fonction du régime de rotation N ₂ du système propulsif latéral 2. Par phase de ralenti P3, on entend aussi bien une phase de ralenti au sol qu’une phase de ralenti en vol.

A titre d’exemple, la figure 7 est une représentation schématique d’une phase de ralenti au cours de laquelle les conditions de vol n’évoluent pas. En référence aux figures 5 et 7, si le régime de rotation N ₂ des systèmes propulsifs latéraux 2 multiplié par la constante a est inférieur au premier régime de rotation de référence Nsi (a ^* N2< Nsi), le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière 3 est réglé de manière à être fonction du régime de rotation N ₂ des systèmes propulsifs latéraux 2. De manière préférée, le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière 3 est défini selon la formule N ₃ = a * N ₂ présentée précédemment.

Ainsi, le système propulsif arrière 3 délivre une puissance propulsive inférieure à la première puissance propulsive prédéterminée VPI et s’adapte à la puissance des systèmes propulsifs latéraux 2 pour obtenir des performances optimales.

A l’inverse, en référence aux figures 6 et 7, si le régime de rotation N ₂ des systèmes propulsifs latéraux 2 multiplié par la constante a est supérieur au premier régime de rotation de référence Nsi (a ^* N2> NSI ), alors le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière 3 est égal au premier régime de rotation de référence Nsi . Ainsi, le système propulsif arrière 3 délivre une puissance propulsive qui est limitée à la première puissance propulsive prédéterminée VPI . Selon le procédé de gestion, le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière 3 est bridé de manière à éviter un dépassement des limites de fonctionnement du système propulsif arrière 3. En outre, cela permet d’éviter au système propulsif arrière 3 de fonctionner en dehors de sa plage de haut- rendement, ce qui est avantageux.

En référence à la figure 7 représentant un cas théorique avec des conditions de vol constantes, sur la période t0-t1 , lorsque le régime N2 des systèmes propulsifs latéraux 2 multiplié par la constante a est inférieur au premier régime de rotation de référence Nsi (a ^* N2< Nsi), le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière 3 est réglé de manière à être fonction du régime de rotation N ₂ des systèmes propulsifs latéraux 2. De manière préférée, le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière 3 est défini selon la formule N ₃ = a * N ₂ présentée précédemment. Sur la période t1 -t2, lorsque le régime de rotation N ₂ des systèmes propulsifs latéraux 2 multiplié par la constante a est supérieur au premier régime de rotation de référence Nsi (a ^* N2> Nsi), le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière 3 est égal au premier régime de rotation de référence Nsi .

Sur la figure 7, le premier régime de rotation de référence Nsi est constant mais il va de soi qu’il pourrait être variable en fonction des conditions de vol.

En référence à la figure 9, le procédé de gestion permet aussi de traiter les cas critiques de panne d’un des systèmes propulsifs latéraux 2. En effet, lors d’une panne d’un des systèmes propulsifs latéraux 2, l’unité électronique 4 règle le régime de rotation N ₃ du système propulsif arrière 3 de manière à être égal à un troisième régime de rotation de référence Ns ₃ afin de fournir la moitié de la première puissance propulsive prédéterminée VPI . Dans cet exemple, le troisième régime de rotation de référence Ns ₃ est notamment fonction de l’altitude, de la vitesse de vol et de la température ambiante.

En pratique, l’unité électronique 4 mesure un dysfonctionnement DYS2 d’un des systèmes propulsifs latéraux 2 et émet une consigne de régime de rotation Ns ₃ au système propulsif arrière 3 comme illustré à la figure 9 afin de fournir la moitié de la première puissance propulsive prédéterminée VPI .

Autrement dit, le système propulsif arrière 3 diminue son influence afin d’éviter de fournir une puissance propulsive plus importante que celle que le système propulsif latéral 2 qui est en fonctionnement est capable de fournir. Etant donné que 50% de la puissance propulsive latérale est empêchée du fait de la panne d’un des systèmes propulsifs latéraux 2, la puissance propulsive arrière 3 peut être diminuée de manière proportionnelle afin de garantir un fonctionnement optimal.

En référence à la figure 10, ledit procédé de gestion permet également de traiter le cas critique de panne du système propulsif arrière 3. Dans le cas présent, lors d’une panne du système propulsif arrière 3, l’unité électronique 4 impose l’ouverture des vannes décharge des systèmes propulsifs latéraux 2 afin d’éviter l’apparition d’un phénomène de pompage. Les vannes de décharge, connues de l’homme du métier sous sa désignation anglaise « variable bleed valve » permettent avantageusement d’éviter les surpressions d'air à l'intérieur du compresseur d’une turbomachine d’un système propulsif latéral 2 en évacuant vers l'extérieur une quantité d’air susceptible d’engendrer un pompage. En pratique, l’unité électronique 4 mesure un dysfonctionnement DYS3 et émet une consigne d’ouverture des vannes de régulation VBV des systèmes propulsifs latéraux 2 comme illustré à la figure 10. Grâce à l’invention, les différents systèmes propulsifs 2, 3 sont gérés de manière optimale pour toute phase de déplacement. En dehors de la phase de croisière P4, le régime de rotation N3 du système propulsif arrière 3 est déterminé comme suit N ₃ < a * N ₂ de manière à obtenir des performances optimales, en particulier, vis-à-vis de la première puissance propulsive prédéterminée V _PI pour la montée P1 et le ralenti P3 et vis-à-vis de la deuxième puissance propulsive prédéterminée Vp ₂ pour la phase de décollage P2.