Brevet FR3045837A1 — publié le 20170623

La présente invention concerne un ensemble de testabilité en vol d'une chaîne électronique de puissance d'un composant d'aéronef. L'invention se rapporte également à un boîtier « ENU » intégrant un tel ensemble, ainsi qu'à une nacelle et à un aéronef comprenant l'ensemble de testabilité de l'invention. Un avion est mû par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes lié à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt. Ces dispositifs d'actionnement annexes comprennent, notamment, un système mécanique d'inversion de poussée et un système de tuyère variable. Le rôle d'un inverseur de poussée est, lors de l'atterrissage d'un avion, d'améliorer la capacité de freinage de celui-ci en redirigeant vers l'avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur. Dans cette phase, l'inverseur permet de renvoyer vers l'avant de la nacelle tout ou partie des flux de gaz éjectés par le turboréacteur, générant de ce fait une contre-poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues de l'avion. Les moyens mis en oeuvre pour réaliser cette réorientation du flux varient suivant le type d'inverseur. Cependant, dans tous les cas, la structure d'un inverseur comprend des capots mobiles déplaçables entre, d'une part, une position déployée dans laquelle ils ouvrent dans la nacelle un passage destiné au flux dévié, et d'autre part, une position d'escamotage dans laquelle ils ferment ce passage. Ces capots mobiles peuvent en outre remplir une fonction de déviation ou simplement d'activation d'autres moyens de déviation. Dans les inverseurs à grilles, par exemple, les capots mobiles coulissent le long de rails de manière à ce qu'en reculant lors de la phase d'ouverture, ils découvrent des grilles d'aubes de déviation disposées dans l'épaisseur de la nacelle. Un système de bielles relie ce capot mobile à des portes de blocage qui se déploient à l'intérieur du canal d'éjection et bloquent la sortie en flux direct. Dans les inverseurs à portes, chaque capot mobile pivote de manière à 30 venir bloquer le flux et le dévier et est donc actif dans cette réorientation. Par ailleurs, un aéronef comprend de manière connue deux réseaux électriques : un réseau électrique alternatif triphasé assuré par plusieurs générateurs à fréquence variable accouplés à l'étage haute pression de chaque turboréacteur, délivrant une tension alternative de sortie de 115 Volts ou 230 Volts, et un réseau 35 électrique continu délivrant une tension continue de 28 Volts. 3045837 2 Divers composants de l'avion fonctionnent grâce au réseau électrique alternatif triphasé. Ces composants comprennent à cet effet un moteur électrique triphasé alimenté à travers un convertisseur de puissance par le réseau alternatif triphasé de l'avion. A titre d'exemple, les composants qui sont alimentés par le réseau 5 électrique triphasé de l'avion sont les actionneurs électriques de capot d'inverseur de poussée d'une nacelle de turboréacteur, les actionneurs électriques de verrous du capot d'inverseur destinés à empêcher l'ouverture du capot d'inverseur lorsque l'avion est en vol, les actionneurs électriques de panneaux mobiles de tuyère secondaire à section variable d'une nacelle, le système électrique de déploiement du 10 train d'atterrissage, etc. Dans un convertisseur, la chaîne électronique de puissance généralement mise en oeuvre pour alimenter un moteur électrique triphasé d'un composant de l'avion est la suivante : le réseau alternatif 115V de l'avion alimente un circuit autotransformateur-redresseur qui délivre une tension continue constante, laquelle 15 est ensuite envoyée dans un onduleur qui permet de générer un signal triphasé alimentant le moteur électrique triphasé du composant à actionner. Ces circuits sont eux-mêmes reliés à un boitier électronique de contrôle (incorporant une fonction « BITE » pour « Built In Test Equipement »), paramétré pour tester la chaîne de puissance lorsque l'avion est en phase de maintenance au sol. De façon connue, le 20 boîtier de contrôle incorporant une fonction « BITE» permet de rechercher séquentiellement les pannes les plus probables des composants de la chaîne électronique de puissance (comme par exemple la présence de courts-circuits, de circuits ouverts, d'interrupteurs bloqués en position ouverte ou fermée, etc.). Afin de limiter les risques d'actionnement intempestif en vol des 25 composants de l'avion alimentés par le réseau alternatif 115V de l'avion, ce réseau n'est rendu disponible par l'avionneur que lorsque l'avion touche le sol. En effet, l'actionnement intempestif de certains composants de l'avion en vol, comme par exemple celui du capot mobile d'inverseur de poussée, pourrait s'avérer catastrophique. La « non-disponibilité » permanente de ce réseau alternatif triphasé de l'avion permet de constituer une des lignes de défense imposées par les avionneurs. Dans le cas d'un actionneur d'inverseur de poussée de nacelle, le réseau alternatif 115V de l'avion qui alimente le moteur électrique triphasé de cet actionneur n'est disponible que lorsque l'avion touche le sol, grâce à un système appelé « Weight On Wheel » en terminologie anglo-saxonne, permettant d'autoriser la délivrance d'une tension alternative de 115 Volts aux chaînes électroniques de puissance pilotant 3045837 3 les moteurs triphasés de l'ensemble des actionneurs de l'inverseur de poussée dès que le dit système a détecté le contact de l'avion avec le sol. Lorsque l'avion a atterri et lorsque le pilote commande le déploiement du système d'inversion de poussée, le réseau électrique alternatif 115V de l'avion délivre le courant souhaité aux moteurs 5 des actionneurs, lesquels moteurs entraînant une activation et un allongement des actionneurs permettant le déploiement du ou des capot(s) d'inverseur. En cas de dysfonctionnement de la chaîne électronique de puissance d'un des actionneurs du dispositif d'inversion de poussée, le pilote décèle cette panne au moment où il commande le déploiement de l'inverseur, c'est-à-dire au sol, ou lorsque 10 l'avion a atterri. Il en va de même pour tous les autres composants de l'avion alimentés par le réseau alternatif triphasé de l'avion et qui ne peuvent être actionnés que lorsque l'avion atterrit. Cette situation est inconfortable pour le pilote car il ne peut pas anticiper un dysfonctionnement des composants précités avant que l'avion n'ait atterri. 15 La présente invention vise à déceler une panne de la chaîne électronique de puissance d'un moteur alternatif triphasé d'un composant d'aéronef, lorsque l'aéronef est en vol et sans actionner ledit composant. Pour ce faire, la présente invention se rapporte à un ensemble de testabilité en vol d'une chaîne électronique de puissance d'un composant d'aéronef, 20 ledit composant étant activable par un moteur alternatif triphasé alimenté par un réseau électrique alternatif triphasé dudit aéronef, ledit ensemble de testabilité étant remarquable en ce qu'il comprend : - un boîtier d'alimentation de la chaîne électronique de puissance, relié d'une part à un réseau continu basse tension de l'avion et, d'autre part, à ladite 25 chaîne électronique de puissance du moteur alternatif triphasé dudit composant ; - un boîtier électronique de contrôle intégrant un algorithme de test de ladite chaîne électronique de puissance, ledit boîtier étant d'une part relié audit boîtier d'alimentation et d'autre part à ladite chaîne électronique de puissance. Ainsi, en prévoyant un boîtier d'alimentation de la chaîne électronique de 30 puissance d'un composant de l'aéronef, relié à la source basse tension continue de l'avion, le boîtier utilise une tension de test qui permet de générer des stimuli dans la chaîne électronique de puissance du moteur, lesquels stimuli permettent de tester en vol la disponibilité de certains composants de l'avion, sans pour autant les actionner. Le pilote peut par conséquent, en vol, disposer d'informations sur la fonctionnalité de 35 certains composants de l'avion. En testant leur fonctionnalité peu de temps avant l'atterrissage, le pilote peut prendre une décision dans le cas où un composant n'est 3045837 4 pas fonctionnel, comme par exemple celle d'atterrir sur une piste d'atterrissage qui serait d'avantage adaptée à certains types de défaillances de certains composants. De plus, en prévoyant de réaliser un boîtier permettant de générer une tension de test isolée par rapport à la tension de fonctionnement de la chaîne 5 électronique de puissance alimentant le moteur d'un composant de nacelle, la chaîne électronique de puissance, reliée au réseau alternatif triphasé de l'avion, n'est pas modifiée. Cela permet avantageusement de constituer une solution très facile à mettre en oeuvre dans les dispositifs de commande existants. Le réseau continu basse tension de l'ensemble de testabilité selon 10 l'invention est un réseau continu 28 Volts. Bien sûr, la tension en sortie du réseau continu peut être adapté à volonté. Selon une disposition avantageuse de l'invention, le boîtier électronique de contrôle est relié à un interrupteur du boîtier d'alimentation, ledit interrupteur étant destiné à être relié à la masse de l'aéronef. Le boîtier d'alimentation de 15 l'ensemble de testabilité comporte une isolation galvanique pour ne pas propager de défaut entre les réseaux continu basse tension et alternatif triphasé de l'avion. Ainsi, en prévoyant de relier le boîtier électronique de contrôle à un interrupteur du boîtier d'alimentation, lequel interrupteur étant destiné à être relié à la masse de l'aéronef, l'ensemble de testabilité de l'invention permet de détecter les courants de fuite dans 20 la chaîne électronique de puissance. De façon préféré, l'ensemble de testabilité de l'invention comprend un moyen de liaison à un boîtier de commande de testabilité en vol. La présente invention concerne aussi un boîtier comprenant une chaîne électronique de puissance d'un moteur alternatif triphasé d'un composant d'aéronef, 25 remarquable en ce qu'il comprend en outre un ensemble de testabilité selon l'invention alimentant ladite chaîne électronique de puissance en basse tension continue. Avantageusement, le boîtier de l'invention comprend au moins une diode haute tension en sortie du boîtier d'alimentation de l'ensemble de testabilité. 30 La présente invention se rapporte également à une nacelle pour turboréacteur d'aéronef comprenant un dispositif d'inversion de poussée, ledit dispositif d'inversion de poussée comprenant : - un capot, mobile entre une position déployée dans laquelle ledit capot ouvre un passage dans ladite nacelle et une position d'escamotage dans laquelle ledit 35 capot ferme ledit passage ; 3045837 5 - au moins un actionneur apte à mouvoir ledit capot alternativement entre lesdites positions d'escamotage et déployée, ledit actionneur étant commandé par un moteur électrique alternatif triphasé piloté par une chaîne électronique de puissance apte à être alimentée par un réseau électrique alternatif triphasé, 5 ladite nacelle étant remarquable en ce qu'elle comprend en outre un ensemble de testabilité selon l'invention, alimentant ladite chaîne électronique de puissance en basse tension continue, et étant relié ladite chaîne électronique de puissance par l'intermédiaire du boîtier de contrôle. La présente invention concerne enfin un aéronef comprenant un 10 composant commandé par un moteur électrique alternatif triphasé piloté par une chaîne électronique de puissance apte à être alimentée par un réseau électrique alternatif triphasé, remarquable en ce qu'il comprend en outre un ensemble de testabilité selon l'invention, alimentant ladite chaîne électronique de puissance en basse tension continue, et étant relié ladite chaîne électronique de puissance par 15 l'intermédiaire du boîtier de contrôle. D'autres caractéristiques, buts et avantages de la présente invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre et à l'examen des figures ci-annexées dans lesquelles : 20 - la figure 1 représente un boîtier intégrant un ensemble de testabilité selon l'invention ; - la figure 2 illustre une variante de réalisation du boîtier de la figure 1; - la figure 3 est un diagramme illustrant une commande de test en vol d'un actionneur d'un inverseur de poussée de nacelle de turboréacteur. 25 Sur l'ensemble des figures, des références identiques ou analogues représentent des organes ou ensembles d'organes identiques ou analogues. On se réfère à la figure 1 sur laquelle est représenté un boîtier 1 ou boîtier « ENU », acronyme anglo-saxon de « Electrical Nacelle Unit », désignant le 30 dispositif de commande et de contrôle d'un ou plusieurs moteur(s) alternatif(s) triphasé(s) pilotant un ou plusieurs composants intégrés à une nacelle de turboréacteur. Ces composant peuvent notamment désigner, à titre d'exemple, des actionneurs électriques de capot d'inverseur de poussée à grilles, des actionneurs électriques de panneaux de tuyère à section variable, des actionneurs électriques de 35 portes d'inverseur de poussée à porte, des actionneurs électriques des verrous 3045837 6 primaire, secondaire ou tertiaire du capot d'inverseur, destinés à empêcher l'ouverture du capot d'inverseur lorsque l'avion est en vol. De façon connue, le boîtier 1 comprend une chaîne électronique de puissance 100 alimentée par le réseau électrique alternatif triphasé 3 de l'avion, de 5 115 Volts. La chaîne électronique de puissance 100 peut cependant être alimentée par le réseau électrique alternatif triphasé de l'avion, pouvant également délivrer 230 Volts. La chaîne électronique de puissance 100 alimente une machine électrique telle qu'un moteur 5 d'un composant de nacelle, par exemple un actionneur de capot d'inverseur de poussée de nacelle de turboréacteur. 10 La chaîne électronique de puissance 100 comprend un circuit autotransformateur-redresseur 101, souvent désigné par l'acronyme anglo-saxon « ATRU » pour « Auto-Transformer-Rectifier Unit », définissant un étage de filtrage des courants harmoniques et un circuit onduleur 103 monté en série avec l'autotransformateur 101. 15 Le circuit autotransformateur-redresseur 101 comprend typiquement un autotransformateur 1011, comprenant un enroulement primaire et deux enroulements secondaires, et un circuit redresseur 1013 comprenant deux ponts redresseurs comprenant six diodes chacun. Bien sûr, le circuit autotransformateur-redresseur n'est pas limité au schéma électrique proposé ici à titre d'exemple 20 uniquement, mais il doit être compris qu'il peut être utilisé tout circuit autotransformateur-redresseur permettant de délivrer une tension continue constante au circuit onduleur 103. Le circuit onduleur 103 comprend un condensateur 1030, une résistance 1031 montée en parallèle avec le condensateur, un interrupteur 1032 monté en série 25 avec la résistance, et trois bras d'interrupteurs 1033, 1034, 1035 montés en parallèle avec la résistance. Le circuit onduleur comprend en outre une pluralité de capteurs de courants et/ou de tension de la chaîne électronique de puissance. Cinq capteurs 1036, 1037, 1038, 1039 et 1040 sont représentés à la figure 1. Bien sûr, le circuit onduleur n'est pas limité au schéma électrique proposé ici donné uniquement à titre d'exemple. 30 II peut notamment comprendre un nombre distinct de capteurs, en fonction des données que l'on souhaite acquérir. En fait, tout circuit onduleur apte à générer un signal électrique triphasé alimentant le moteur 5 d'un composant de la nacelle, le moteur 5 étant monté en série en sortie du circuit onduleur 103, peut être envisagé. Selon l'invention, le boîtier 1 « ENU » intègre un ensemble de testabilité 35 200. 3045837 7 L'ensemble 200 comprend un boîtier d'alimentation 201 de la chaîne électronique de puissance 100, et un boîtier de contrôle 203. Le boîtier d'alimentation 201 de la chaîne électronique de puissance 100 est relié à un réseau continu basse tension 7 de l'avion. Ce réseau continu basse 5 tension 7 délivre typiquement une tension continue de 28 Volts. Le boîtier d'alimentation 201 comprend un transformateur 2010, typiquement un transformateur monophasé, ce transformateur pouvant, en variante, présenter une ou plusieurs sorties en fonction de la technologie de l'alimentation. Le boîtier d'alimentation 201 constitue ainsi une alimentation isolée par rapport à l'alimentation 10 alternative délivrant une tension de 115 Volts. Le boîtier d'alimentation 201 de la chaîne électronique de puissance est en outre relié à la chaîne électronique de puissance 100 du moteur alternatif triphasé 5 du composant de nacelle, par une liaison 9. Plus précisément, la chaîne électrique de puissance 100 est alimentée en basse tension isolée à travers une ou plusieurs diodes hautes tensions 10. 15 Le boîtier électronique de contrôle 203, ou boîtier « BITE » (acronyme anglo-saxon de « Built In Test Equipement ») est paramétré, via un algorithme de test, pour tester la chaîne électronique de puissance 100. Le boîtier électronique de contrôle est à cet effet relié au circuit onduleur 103 de la chaîne électronique de puissance 100 par une liaison 11. De façon connue, le boîtier de contrôle « BITE » 20 permet de rechercher séquentiellement les pannes les plus probables des composants de la chaîne électronique de puissance (comme par exemple la présence de courts-circuits, de circuits ouverts, d'interrupteurs bloqués en position ouverte ou fermée, etc.). Selon l'invention, le boîtier électronique de contrôle 203 est relié au boîtier d'alimentation 201 alimentant la chaîne électronique de puissance 100, par une 25 liaison 13. Le boîtier de contrôle 203 est également relié au réseau électrique continu 7 de l'avion, via une liaison 14. Le boîtier électronique de contrôle 203 est en outre relié à un boîtier 2 de commande de testabilité en vol, ou boîtier « EEC », acronyme anglo-saxon de « Electronic Engine Control », via une liaison 16. 30 Le boîtier d'alimentation 201 comporte en outre une isolation galvanique pour ne pas propager de défaut entre les réseaux continu basse tension et alternatif triphasé de l'avion. Afin de pouvoir détecter les courants de fuite, un interrupteur 2011 commandé connecte le secondaire du transformateur 2010 du boîtier d'alimentation 35 201, à la masse 15 de l'avion. L'interrupteur 2011 du boîtier d'alimentation 201 est relié au boîtier de contrôle 203 par une liaison 17. 3045837 8 On se réfère à présent à la figure 2, illustrant une variante de réalisation du boîtier 1 « ENU » de l'invention. Selon cette variante, le boîtier 1 « ENU » est identique à celui décrit en référence à la figure 1 à ceci près que la chaîne électronique de puissance 100 alimente deux machines électriques, comme par exemple les 5 moteurs 5a, 5b. Pour cela deux circuits onduleurs 103a, 103b sont montés en parallèle en sortie du circuit autotransformateur-redresseur 101. Le mode de réalisation de la figure 2 illustre deux moteurs 5a, 5b respectivement en sortie de deux circuits onduleurs 103a, 103b, mais d'avantages de circuits onduleurs pilotant chacun un moteur électrique sont envisagés dans le cadre de la présente invention. 10 Dans les exemples qui précèdent, le boîtier 1 « ENU » renferme un ensemble de testabilité 200 selon l'invention ainsi qu'une chaîne électronique de puissance. L'ensemble de testabilité 200 de l'invention peut faire partie intégrante du boîtier 1 « ENU », comme c'est le cas dans l'exemple illustré aux figures 1 et 2, mais il doit bien être compris que cet ensemble de testabilité peut également être externe au 15 boîtier 1 « ENU ». Dans ce cas, l'ensemble de testabilité 200 est relié à la chaîne électronique de puissance 100 du ou des moteur(s) électrique(s) du ou des composant(s) à tester. De même, les circuits électroniques de la chaîne électronique de puissance peuvent appartenir à un même boîtier ou, au contraire, à plusieurs boîtiers distincts reliés entre eux. 20 Le fonctionnement de l'ensemble de testabilité va à présent être décrit en référence aux figures 1 à 3, la figure 3 représentant sous forme de diagramme une commande de test en vol d'un actionneur d'inverseur de poussée de nacelle de turboréacteur. Durant le vol, le boîtier de contrôle 203 est alimenté en permanence par 25 le réseau avion 28 Volts, via la liaison 14. Avant l'atterrissage et avant ou après la sortie du train d'atterrissage, le pilote envoie un ordre de testabilité au boîtier 1 « ENU », via le boîtier 2 « EEC » (étape A de la figure 3). Le boîtier 2 « EEC » envoie au boîtier de commande 203 via la liaison 16 (étape B de la figure 3) un ordre de testabilité de la chaîne électronique de puissance 100, par exemple du système 30 inverseur. Le boîtier de commande 203 active le boîtier 201 d'alimentation isolée par la commande « Start », via la liaison 13. La chaîne électronique de puissance 100 est alors alimentée en basse tension continue par le boîtier d'alimentation 201, délivrant une tension isolée de 28 Volts, par exemple, à travers les diodes hautes 35 tensions 10. 3045837 9 L'algorithme installé dans le boîtier de commande 203 définit la séquence de tests à effectuer sur les composants de la chaîne électronique de puissance 100, afin de rechercher séquentiellement les pannes des composants de la chaîne électronique de puissance 100. Ces tests peuvent comprendre, par exemple, la 5 recherche de courts-circuits, de circuits ouverts, d'interrupteurs bloqués en position ouverte ou fermée, etc. La détection des défauts éventuels sur la chaîne électronique de puissance 100 est assurée par les capteurs de tension et/ou de courant 1036, 1037, 1038, 1039 et 1040. Cependant, pour tester un défaut d'isolement de la chaîne électronique de puissance à la masse avion, le boîtier de commande 203 active 10 l'interrupteur 2011 du boîtier d'alimentation 201 de façon à établir une connexion avec la masse 15 de l'avion. La détection d'un défaut d'isolement de la chaîne électronique de puissance se fait par une mesure de courant ou de tension aux bornes d'une impédance en série avec l'interrupteur 2011. Lorsque la séquence de tests est terminée, le boîtier de contrôle 203 15 retourne au boîtier 2 « EEC » les informations collectées relatives à la fonctionnalité du composant testé (étape C de la figure 3). Le boîtier 2 « EEC » retourne alors au pilote ces informations (étape D). Alternativement, le boîtier 2 « EEC » envoie ces informations à un dispositif externe de collecte des données, ou encore stocke dans une mémoire interne au boîtier 2 « EEC » ces informations. 20 Par la connaissance du statut de fonctionnalité du composant testé le pilote peut prendre une décision. Dans le cas où un composant n'est pas fonctionnel, le pilote peut alors prendre la décision d'atterrir sur une piste d'atterrissage qui serait plus adaptée à certains cas de défaillances de certains composants. 25 Grâce à la présente invention, l'ensemble de testabilité permet d'attaquer la chaîne électronique de puissance d'un composant par une basse tension continue. Cela permet de créer des stimuli basse tension, ce qui permet de tester la disponibilité de la chaîne électronique de puissance du ou des moteurs d'un composant, sans commander leur déploiement. Ainsi, la chaîne électronique de 30 puissance du ou des moteur(s) ne se trouve pas dégradée. Cela permet ainsi de réaliser une commande de test en vol, sur des composants ne pouvant être ouverts en vol sous risque d'entraîner un comportement dangereux de l'avion, et cela permet au pilote de prendre une décision en cas de défaillance d'un composant de l'avion. 35 Comme il va de soi, la présente invention ne se limite pas aux seules formes de réalisation de cet ensemble de testabilité, décrites ci-dessus uniquement à 3045837 10 titre d'exemples illustratifs, mais elle embrasse au contraire toutes les variantes faisant intervenir les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention. A cet effet, dans l'exemple de la description qui précède, la chaîne 5 électronique de puissance à tester est une chaîne électronique de puissance d'un ou de plusieurs moteur(s) d'actionneur(s) électriques de composants de nacelle. L'ensemble de testabilité de la présente invention n'est nullement limité à la testabilité d'actionneurs de composants de nacelle activable par un moteur alternatif triphasé, mais il englobe au contraire tout composant de l'avion activable par un 10 moteur alternatif triphasé, comme par exemple les actionneurs électriques du train d'atterrissage. REVENDICATIONS1. Ensemble de testabilité (200) en vol d'une chaîne électronique de puissance (100) d'un composant d'aéronef, ledit composant étant activable par un moteur alternatif triphasé (5, 5a, 5b) alimenté par un réseau électrique alternatif triphasé (3) dudit aéronef, ledit ensemble de testabilité étant caractérisé en ce qu'il comprend : - un boîtier d'alimentation (201) de la chaîne électronique de puissance (100), relié d'une part à un réseau continu basse tension (7) de l'avion et, d'autre part, 10 à ladite chaîne électronique de puissance (100) du moteur alternatif triphasé (5, 5a, 5b) dudit composant ; - un boîtier électronique de contrôle (203) intégrant un algorithme de test de ladite chaîne électronique de puissance (100), ledit boîtier étant d'une part relié audit boîtier d'alimentation (201) et d'autre part à ladite chaîne électronique de 15 puissance (100). 2. Ensemble de testabilité (200) selon la revendication 1, caractérisé en ce que le réseau continu basse tension (7) est un réseau continu 28 Volts. 20 3. Ensemble de testabilité (200) selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que le boîtier électronique de contrôle (203) est relié à un interrupteur (2011) du boîtier d'alimentation (201), ledit interrupteur étant destiné à être relié à la masse (15) de l'aéronef. 25 4. Ensemble de testabilité (200) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'il comprend un moyen de liaison (16) à un boîtier (2) de commande de testabilité en vol. 5. Boîtier (1) comprenant une chaîne électronique de puissance (100) 30 d'un moteur alternatif triphasé d'un composant d'aéronef, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un ensemble de testabilité (200) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 alimentant ladite chaîne électronique de puissance (100) en basse tension continue. 3045837 12 6. Boîtier selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comprend au moins une diode haute tension (10) en sortie du boîtier d'alimentation (201) de l'ensemble de testabilité (200). 5 7. Nacelle pour turboréacteur d'aéronef comprenant un dispositif d'inversion de poussée, ledit dispositif d'inversion de poussée comprenant : - un capot, mobile entre une position déployée dans laquelle ledit capot ouvre un passage dans ladite nacelle et une position d'escamotage dans laquelle ledit capot ferme ledit passage ; - au moins un actionneur apte à mouvoir ledit capot alternativement entre lesdites positions d'escamotage et déployée, ledit actionneur étant commandé par un moteur électrique alternatif triphasé (5, 5a, 5b) piloté par une chaîne électronique de puissance (100) apte à être alimentée par un réseau électrique alternatif triphasé ; ladite nacelle étant caractérisée en ce qu'elle comprend en outre un ensemble de testabilité (200) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 alimentant ladite chaîne électronique de puissance (100) en basse tension continue, et étant relié ladite chaîne électronique de puissance par l'intermédiaire du boîtier de contrôle (203). 8. Aéronef comprenant un composant commandé par un moteur électrique alternatif triphasé (5, 5a, 5b) piloté par une chaîne électronique de puissance (100) apte à être alimentée par un réseau électrique alternatif triphasé, caractérisé en ce qu'il comprend en outre un ensemble de testabilité (200) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4 alimentant ladite chaîne électronique de puissance (100) en basse tension continue, et étant relié ladite chaîne électronique de puissance par l'intermédiaire du boîtier de contrôle (203).