FR 2590321 A1 19870522 FR 8614956 A 19861028 Cette invention a pour objet des systèmes de commande pour des moteurs à turbine à gaz aéronautiques, et en particulier pour des systèmes de commande électroniques qui garantissent que, dans le cas d'une défaillance d'un composant due par exemple à une surchauffe provoquée par le feu, ils tombent en panne sans que, autant que possible, l'intégrité mécanique du moteur et de la commande de l'avion sur lequel ils sont installés ne soit menacée. Dans le cas peu probable d'un feu se déclarant à l'intérieur ou à proximité d'un moteur à turbine à gaz et causant une surchauffe du o10 système de commande électronique du moteur, 11 est Important que le système de commande tombe en défaillance d'une façon prévisible et sans surprise. Par exemple, la défaillance d'un composant ayant pour conséquence que le système de commande permet un débit de carburant beaucoup plus élevé que celui dont le moteur a besoin dans des is conditions de fonctionnement normales peut conduire à une survitesse catastrophique du moteur. Une telle éventualité est particulièrement à prévoir dans le cas d'un moteur équipé d'un système FADEC (Full Authority Numérique Electronic Control, c'est-à-dire: commande électronique numérique totale). Dans ce cas, l'intégrité du moteur dépend totalement du fonctionnemenit correct des circuits électroniques numériques qui commandent directement les différents actionneurs du moteur. Il en résulte qu'il est très important que le système soit à sécurité Intégrée. 2590321i De façon conventionnelle, on aborde ce problème en faisant simplement en sorte que, si la température d'une certaine partie du moteur monte au-dessus d'une certaine valeur révélant une surchauffe importante qui pourrait mettre en danger l'intégrité du système de commande, et par là du moteur, le système de commande, -dans le passé, un système hydromécanique/électrique analogique-, est déconnecté de sa source de courant, ce qui provoque la fermeture d'une vanne sur le circuit d'alimentation en carburant, de sorte que la commande normale du moteur n'est plus opérante et que le moteur, n'étant plus alimenté en carburant, cesse de tourner. En réalité, la vanne vient au contact d'une butée qui la laisse suffisamment entrebaillée pour que le débit du carburant permette l'entretien d'une flamme pilote dans la chambre de combustion, laquelle flamme est cependant Insuffisante pour produire une puissance significative. Dans de telles solutions proposées par l'art antérieur, tout mode de commande de limitation de survitesse, que le système de commande puisse également piloter, n'est pas adapté à la commande en situation de surchauffe, puisqu'alors le mode de commande de limitation de survitesse n'est pas opérant, de même que le mode de commande normal. Dans le passé, les moyens de captage de la température des parties du moteur étalent de simples liens fusibles qui fondaient lorsque la température limite était atteinte, ce qui provoquait une rupture dans un circuit de connexion et coupait l'alimentation du système de commande. Cependant, des considérations de sécurité concernant le courant sont susceptibles de rendre de telles solutions inadéquates pour des systèmes FADEC, en ce que les liens fusibles n'ont pas une Intégrlté mécanique correspondant à la fiabilité des systèmes électroniques modernes; ainsi, 11 n'est plus simplement question de prévenir l'emballement de la vitesse d'un moteur en provoquant la fermeture d'une vanne lorsque le moteur est soumis à une surchauffe, car cet arrêt automatique du moteur rend la commande de l'aéronef très difficile. Au lieu de cela, le système de commande électronique numérique devrait garder la commande du moteur aussi longtemps que possible pendant un Incendie Jusqu'à ce qu'une défaillance. d'un composant du système de commande l'en empêche, à la suite de quoi il ne devrait pas y avoir d'emballement de la vitesse du moteur. La présente Invention s'attache à résoudre les problèmes posés cl- dessus en prévoyant des systèmes de commande dont les modes de commande soient choisis sélectivement selon les conditions éprouvées par le moteur ou le système de commande. Sous son aspect le plus large, l'invention a pour objet un système de commande à sécurité Intégrée pour un moteur à turbine à gaz aéronautique, comprenant au moins des moyens de commande pour exercer au moins un mode de commande sur le moteur en réponse à des signaux significatifs de la situation du moteur, le système de commande étant muni en outre de moyens pour contrôler la situation du système de commande représentée par au moins un signal représentatif de la situation du système de commande, et des moyens de commande à sécurité Intégrée pour mettre le moteur sous un mode de commande à sécurité intégrée au cas o le signal significatif de la situation du système de commande varie au-delà d'une limite prédéterminée. Par exemple, pour résoudre le problème de surchauffe décrit ci-dessus, le signal significatif de la situation du système de commande devrait être représentatif de la température éprouvée par le système de commande du carburant et le mode de commande à sécurité Intégrée devrait être un mode de commande de limitation de vitesse. Cependant, pour d'autres modes de réalisation, nous envisageons que le (ou les) signal(aux) significatif(s) de la situation pourrai(en)t par exemple être un ou plusieurs signaux de sortie du système de commande ou de ses composants, dont les variations au-delà d'un niveau attendu signaleraient la probabilité d'un disfonctionnement. De la même façon, mais plus spécifiquement, l'invention a pour objet un système de commande à sécurité intégrée pour un moteur à turbine à gaz aéronautique comprenant: a) des premiers moyens de commande pour exercer un premier mode de commande sur le moteur en réponse à des signaux significatifs de la situation du moteur; et, b) des seconds moyens de commande pour exercer un second mode de commande sur le moteur en réponse à au moins un signal significatif de la situation du moteur, la disposition de l'ensemble étant telle que les seconds moyens de commande prennent la commande du moteur aux premiers moyens de commande toutes les fois que au moins un signal significatif de la situation du moteur varie au-delà d'une limite prédéterminée et conserve la commande jusqu'à ce que au moins un signal significatif de la situation du moteur reprenne une valeur inférieure à la limite prédéterminée; le système de commande étant en outre muni de moyens pour contrôler la situation du système de commande, laquelle est représentée par au moins un signal significatif de la situation du système de commande et de moyens de commande de sécurité intégrée pour mettre le moteur dans un mode de commande à sécurité intégrée en passant outre les premiers et seconds moyens de commande si au moins un signal significatif de la situation du système de commande varie au- delà d'une limite prédéterminée. Selon un aspect spécifique de la présente Invention, un système de commande de carburant pour un moteur à turbine à gaz aéronautique comporte: a) des moyens pour capter la vitesse rotative du moteur et pour produire un signal de vitesse représentatif de ladite vitesse, b) des moyens de mesurage du débit de carburant pour mesurer le débit de carburant arrivant au moteur, c) des premiers moyens de commande électroniques fonctionnant en conjonction avec les moyens de mesurage du débit de carburant pour exercer un premier et mode de commande normal sur le débit de carburant arrivant au moteur, et, d) des seconds moyens de commande électroniques fonctionnant en conjonction avec les moyens de mesurage du débit de carburant pour exercer un second mode de commande de réduction de vitesse sur le débit du carburant arrivant au moteur en réponse audit signal de vitesse, la disposition de l'ensemble étant telle que les seconds moyens de commande prennent la commande du débit du carburant aux premiers moyens de commande toutes les fois que le signal significatif de la vitesse dépasse une valeur prédéterminée indiquant une survitesse et conservent une telle commande jusqu'à ce que le signal significatif de la vitesse tombe au-dessous de la valeur prédéterminée; le système de commande du carburant étant adapté pour prévenir une survitesse du moteur due à une défaillance des composants électroniques lorsque le système de commande du carburant est soumis à des températures de fonctionnement supérieures à la normale, le système de commande comportant en outre des moyens pour capter la température du dispositif de commande et pour produire un signal de température significatif de celle-ci, et un troisième moyen de commande ayant pour fonction d'exercer un troisième mode de commande à sécurité intégrée de limitation de vitesse sur le débit du carburant du moteur en réponse audit signal significatif de la température, les trolslèmes moyens de commande étant prévus pour prendre, de façon irréversible, la commande du débit du carburant aux premiers et seconds moyens de commande si la température du système de commande dépasse une valeur prédéterminée significative d'une défaillance o10 probable des premiers et seconds moyens de commande. Selon un autre aspect de la présente Invention, un système de commande de carburant pour un moteur à turbine à gaz aéronautique comporte: a) des premiers moyens de commande électroniques pour engendrer un premier signal de commande du débit du carburant en vue de maintenir un mode de commande normal du moteur, b) des seconds moyens de commande électroniques pour engendrer un second signal de commande du débit du carburant en vue de prévenir une survitesse du moteur quand le premier signal de commande du débit du carburant échoue à prévenir une telle survitesse, et, c) des moyens de mesurage du débit du carburant pour mesurer le débit du carburant alimentant le moteur en réponse aux premiers et seconds signaux de commande du débit du carburant; le système de commande du carburant comportant en outre des moyens de commande à sécurité intégrée de limitation de vitesse adaptés pour contrôler la température du système de commande et pour prendre la commande du débit du carburant aux premiers et seconds moyens de commande électronique si la température dépasse une valeur dangereuse prédéterminée. Les troisièmes moyens de commande mentionnés ci-dessus peuvent comporter des moyens de commutation électroniques à température commandée et des moyens de restriction de débit de carburant, les moyens de commutation électronique étant prévus pour prendre la commande du débit du carburant aux premiers et seconds moyens de commande lorsque la température du système de commande dépasse ladite valeur prédéterminée et les moyens de restriction de débit de carburant étant prévus pour restreindre automatiquement la circulation du carburant jusqu'à un faible débit lorsque la commande est ainsi prise auxdits moyens de commande, ledit faible débit empêchant qu'une survitesse du moteur ne se produise quelle que soit la situation du moteur. De préférence, les moyens de commutation électronique peuvent comporter: des moyens de captage de la température pour engendrer un signal de température captée significatif de la température éprouvée par les moyens de commutation; des moyens de production d'une température de référence pour engendrer un signal de température de référence significatif de ladite valeur de température prédéterminée; des moyens de comparaison pour comparer le signal de température captée avec le signal de température de référence et pour fournir un signal de commutation lorsque le signal de température captée dépasse le signal de température de référence; et, un dispositif de commutation à semiconducteur connecté de façon à enlever la commande des moyens de mesurage du débit du carburant à au moins les premiers moyens de commande. Les moyens de restriction de débit du carburant mentionnés ci- dessus peuvent comprendre des moyens de précontrainte à ressort, des moyens de vanne, et des moyens d'arrêt de vanne associés à l'intérleur des moyens de mesurage du débit de carburant, la position desdits moyens de vanne étant normalement commandée par les premiers moyens de commande électroniques pour commander le débit à travers les moyens de mesurage du débit de carburant, lesdits moyens de vanne étant automatiquement déplacés contre lesdits moyens d'arrêt de vanne par les moyens de précontrainte à ressort pour établir ledit faible débit lorsque les moyens de commutation électroniques enlèvent la commande desdits moyens de vanne aux premiers moyens de commande électroniques. Les premiers moyens de commande mentionnés ci-dessus comportent de préférence un organe de commande électronique numérique pour exercer un mode de commande normal comprenant une commande numérique totale du moteur. De préférence, les seconds moyens de commande provoquent sensiblement l'arrêt de la circulation du carburant allant au moteur par les moyens de vanne disposés dans les moyens de mesurage du débit de carburant lorsque le moteur tourne trop vite, la circulation du carburant restant sensiblement interrompue jusqu'à ce que la vitesse du moteur tombe audessous d'une valeur de sécurité prédéterminée. De la sorte, la commande se fait avec le mode de commande normale, excepté durant les survitesses. De préférence, les premiers moyens de commande comportent des composants pouvant fonctionner jusqu'à une première température maximale (basse) et les seconds et troisièmes moyens de commande comportent des composants pouvant fonctionner jusqu'à une seconde température maximale (haute), la valeur de température prédéterminée mentionnée ci-dessus étant légèrement inférieure à la seconde température de fonctionnement maximale. Une telle disposition d'ensemble donne la séquence de commande la plus fiable qui soit lorsque les températures augmentent dans le système de commande. D'autres aspects de l'invention apparaîtront à la lecture de la description qui va suivre, ainsi que des revendications. Un mode de réalisation de l'invention va maintenant être décrit au moyen d'exemples seulement, avec référence aux dessins annexés, sur lesquels: la figure 1 est un schéma-bloc simplifié représentant un système de commande de carburant pour moteur à turbine à gaz incluant l'invention; la figure 2 est une représentation graphique de différentes commandes qui se produisent dans le système de commande de la figure 1, lorsque la température du système de commande augmente; et, les figures 3 et 4 sont des schémas de circuit représentant des configurations de circuit spécifiques pour deux des unités de commande dans le système de commande de carburant de la figure 1. Sur la figure 1, on a représenté un système de commande simplifié destiné à commander le debit du carburant 12 alimentant un moteur à turbine à gaz aéronautique 14. Le dispositif de commande 10 peut être considéré comme comprenant différentes unités incluant une pompe à carburant mécanique 15, une unité de mesurage électromécanique du débit du carburant 16, un organe de commande électronique numérique 18, un limiteur de survitesse électronique 20 et une unité dite à sécurité intégrée 22 qui constitue une partie essentielle de la présente Invention, avec quelques caractéristiques de l'unité de limitation 20. L'unité à sécurité Intégrée 22, qui est connectée à une entrée de courant continu, est couplée au module de commande numérique 18; elle est destinée à couper l'alimentation de l'unité de commande 18 dans les situations o une surchauffe dangereuse des composants électroniques du système de commande se produit. Blen que cela ne soit pas représenté sur les dessins, le système de commande 10 est en réalité logé sur ou contre le carter extérieur du moteur 14 En dehors de quelques caractéristiques qui seront expliquées à propos du limiteur 20 et de l'unité à sécurité intégrée 22, et à propos du fonctionnement modifié du système de commande en résultant, l'assemblage et le fonctionnement des différents éléments du système de commande 10 sont. connus de l'art antérieur, et par conséquent ne seront pas décrits en détail. D'une façon générale, la pompe à carburant 15 pompe du carburant 12 pour alimenter le moteur 14 à un débit qui est normalement entièrement commandé à partir de l'organe de commande numérique 18 par l'entrée 24, aboutissant à l'unité de mesurage du carburant 16. Comme il est connu dans l'industrie, l'unité de commande 18 comporte de préférence deux ou trois unités de commande identiques et un système d'auto-contrôle de façon qu'une entrée 24 fiable soit toujours disponible, même si une des unités de commande Individuelles tombe en panne. L'organe de commande 18 accepte diverses entrées de signal analogique 25 en provenance du moteur 14 de l'aéronef, 11 les conditionne, et, au moyen de microprocesseurs programmés de façon appropriée, il leur applique des algorithmes de commande (comme 11 est connu dans l'lndustrie) pour engendrer finalement un signal de sortie analogique 24. Le signal 24 commande une vanne à moteur couple 28 à l'intérieur de l'unité de mesurage du carburant 16, dans lequel un moteur couple électronique sert à ouvrir une vanne comprimée par un ressort disposée sur une conduite de carburant, la grandeur de l'ouverture de la vanne dépendant de la force du signal 24. De telles vannes à moteur couple sont bien connues dans l'industrie. Une des entrées 25 de l'organe de commande numérique 18 est un signal 27 de fréquence de cinémomètre représentant la vitesse de l'arbre du moteur 14 en Hertz. La vitesse de l'arbre doit être limitée à une valeur maximale de façon que l'intégrité du moteur soit garantie contre les défaillances mécaniques dues à des contraintes centrifuges 259032 i excessives. Normalement, I'organe de commande numérique 18 commande (par l'lntermédlaire de la vanne 28) la vitesse de l'arbre en réglant le débit du carburant 12. Il peut également agir sur la vitesse de l'arbre en produisant d'autres signaux de commande (non représentés, mals sur des canaux différents de ceux des signaux de commande 24), lesquels ouvrent des vannes de sûreté et/ou modifient les angles de vannes à guide d'admission variable dans le compresseur du moteur 14, mais ces aspects ne sont pas pris en considération pour les buts de la présente Invention. Le signal significatif de la vitesse de l'arbre 27 constitue également l'entrée 29 du limiteur de survitesse 20 dont la fonction est d'empêcher la vitesse de l'arbre de dépasser la valeur maximale autorisée en cas de défaillance de l'organe de commande numérique 18, en vue de prévenir une telle survitesse. Dans le cas présent, le limiteur de survitesse est une unité électronique analogique qui contrôle le signal 27 et qui, si sa fréquence est supérieure à la valeur maximale autorisée, produit un signal de commande 26. Ce signal est fourni à un vanne d'arrêt à solénoïde 30 logée dans l'unité de mesurage du carburant 16. Normalement, la vanne 30 est maintenue ouverte par la précontrainte d'un ressort mais, !orsque le solénoïde est mis sous tension par le signal 26, la vanne est fermée presque complètement par une force s'opposant au ressort dans le but de réduire le débit du carburant 12 alimentant le moteur à un niveau minimal jusqu'à ce que la vitesse de l'arbre tombe au-dessous de la valeur maximale autorisée déterminée par le limiteur 20. De cette façon, le limiteur de survitesse prend effectivement la commande du débit de carburant à l'organe de commande numérique 18. Lorsque la vitesse de l'arbre du moteur diminue suffisamment grâce à la coupure de l'alimentation du carburant, le signal de commande 26 reprend la valeur zéro, le solénoïde est mis hors tension, et la vanne 30 s'ouvre en entier pour autoriser la circulation du carburant 12 à travers le moteur 14 jusqu'à ce que la vitesse de l'arbre devienne à nouveau trop importante. Ce cycle continue jusqu'à ce que l'organe de commande numérique 18 reprenne la commande complète du débit de carburant 12, ou le pilote peut compenser la défaillance de la commande automatique par des ajustements manuels, ou, -dans le cas d'une défaillance électronique dans l'organe de commande numérique 18 provoquée par des températures excessivement hautes, la température du système de commande augmente Jusqu'au point de mettre en danger le statut opérationnel du limiteur 20, auquel cas l'unité à sécurité intégrée 22 se met en marche pour couper l'alimentation de l'organe de commande numérique 18 défectueux comme il a été mentionné plus haut et pour assurer la permutation sur un mode à sécurité intégrée, lequel garantit que la circulation du carburant 12 est maintenue à un débit faible qui ne puisse provoquer en aucun cas une survitesse du moteur. Cette séquence de commande est en accord avec les exigences des réglementations aériennes courantes, selon lesquelles, lorsqu'un feu se déclenche à l'intérieur ou à proximité d'un moteur d'avion, le feu ne doit pas pouvoir provoquer des conditions de fonctionnement dangereuses pour le moteur. Cela signifie qu'un feu ne doit pas provoquer l'arrêt automatique du moteur qui serait commandé par le système de commande, lequel système de commande doit commander le moteur durant l'incendie jusqu'à ce qu'une défaillance l'en empêche, sur quoi il ne doit pas se produire d'emballement de la vitesse du moteur. La configuration du système de commande 10, en ce qui concerne ceux de ses aspects qui ont trait aux considérations de sécurité mentionnées plus haut, va maintenant examinée avec plus de détail. La figure 2 est un diagramme bâton représentant des séquences de commande qui sont établies par le système de commande représenté sur la figure 1, par rapport aux températures croissantes indiquées en C. Si l'on regarde la partie située à droite de la figure 2, on constate que le fonctionnement normal des composants de l'organe de commande numérique 18 est "garanti" pour des températures de fonctionnement allant jusqu'à 125'C. Pour des températures plus élevées, la probabilité qu'un composant tombe en panne augmente de façon exponentielle avec la température. Ceci est dû au fait que l'organe de commande numérique 18 comporte des composants électroniques dont la température nominale est de 125C (c'està-dire, qui sont fiables jusqu'à une température maximale de fonctionnement de 125C), ce qui est la norme pour les composants électroniques en usage dans les systèmes aéronautiques. Si une surchauffe de l'organe de commande numérique 18 se produit, il reste possible qu'une défaillance d'un composant électronique ait pour conséquence que l'organe de commande numérique produise un signal 24 qui règle la vanne à moteur couple 28 de façon qu'elle autorise un débit beaucoup plus important que celui que le moteur 14 exige en fonctionnement normal. Il est alors nécessaire de garantir que, dans un pareil cas, l'unité de mesurage du carburant 16 ne permette pas à la pompe à carburant 15 de suralimenter le moteur 14 en carburant, ce qui aurait pour effet une augmentation de la vitesse du moteur catastrophique. C'est l'une des raisons pour lesquelles le limiteur de survitesse 20 contrôle le signal 27 significatif de la vitesse de l'arbre du moteur et ferme temporairement la vanne d'arrêt 30, comme I1l a été décrit plus haut, Jusqu'à ce que la vitesse ait baissé de façon suffisante. A la différence de celui de l'organe de commande numérique 18, la figure 2 montre que le fonctionnement fiable du limiteur de survitesse 20 est garanti jusqu'à une température beaucoup plus élevée, en l'occurrence 'C. Cela signifie que les composants électroniques utilisés dans le limiteur de survitesse 20 ont une température nominale de 200'C, de sorte qu'els sont beaucoup plus fiables pour des températures de fonctionnement comprises entre 125C et 200'C que les composants utilisés normalement dans l'organe de commande numérique 18. Par suite, il est très hautement probable que, dans le cas d'une deéfaillance survenant dans l'organe de commande numérique 18, laquelle autrement causerait l'emballement du moteur 14, une commande adéquate de la vitesse du moteur serait maintenue grâce au fonctionnement du Ilmiteur de survitesse 20. Il reste la possibilité qu'un feu de moteur très sérieux porte les composants du limiteur de survitesse 20 à une température supérieure à leur température maximale de fonctionnement de 200TC, ce qui rendrait beaucoup plus probable la défaillance de l'un de ces composants, et provoquerait un fonctionnement défectueux ou un non fonctionnement de la vanne d'arrêt 30. A nouveau, cela pourrait conduire à l'emballement du moteur, ce qui serait dangereux pour l'aéronef. On peut voir sur la figure 2 que, pour faire face à ces exigences, l'unité à sécurité Intégrée 22, laquelle ne fonctionne pas à basse température (c'est-à-dire est en sommeil), a un fonctionnement garanti à 195'C (c'est-à-dire 5'C en dessous de la température de fonctionnement maximale du limiteur de survitesse 20), mettant ainsi l'ensemble du circuit de mise en oeuvre de l'organe de commande numérique 18 à zéro volts, et interrompant le signal 24. Il en résulte que l'unité de mesurage du carburant réduit le débit du carburant 12 à une valeur faible qui prévient l'emballement du moteur 14, quelles que soient les conditions de fonctionnement. Ce faible débit de carburant a travers l'unité de mesurage du carburant est obtenu simplement par la disposition suivante: si le moteur couple est rendu inopérant par suite de l'interruption du signal 24, le ressort de précontrainte mentionné plus haut applique de force la vanne 28 contre une butée qui laisse la vanne ouverte pour un débit approprié. La disposition décrite cl-dessus constitue un système de commande 10 avec trois modes de commande suivant les situations de surchauffe/survitesse, comme Il est représenté sur la gauche de la figure 2. A des températures de fonctionnement normales, Jusqu'à *C, 11 est garanti avec un très haut niveau de probabilité, que le mode de commande numérique exercé par l'organe de commande numérique 18 assure la commande totale du débit du carburant 12. A des températures supérieures à 125", Il n'est pas possible de garantir la fiabilité de l'organe de commande numérique 18, mais le système de commande 10 reste néanmoins dans le mode numérique jusqu'à ce qu'une défaillance de l'organe de commande numérique 18 provoque un emballement de la vitesse du moteur et la commande est prise par le limiteur de vitesse 20. A des températures supérieures à 200" C, il est garanti de nouveau avec un taux de probabilité très élevé, que le mode de commande du limiteur de survitesse prend la commande du débit du carburant 12 en vue de prévenir les survitesses du moteur. A des températures supérieures à 200'C, il n'est pas possible de garantir la fiabilité du limiteur de survitesse 20, de sorte que pour éviter des survitesses catastrophiques au cas d'une défaillance du limiteur de survitesse, l'unité à sécurité intégrée fonctionne automatiquement à C pour placer le système de commande 10 dans son mode à sécurité intégrée, fixant à une valeur faible le débit du carburant provenant de l'unité de mesurage de carburant 16 et passant à travers la vanne 28. De point de vue du pilote, les "pires cas" de défaillance de l'organe de commande numérique 18 ont pour effet soit d'empêcher le pilote decommander la poussée de façon appropriée, soit d'autoriser un débit de carburant trop important pour alimenter le moteur. Dans le premier cas, le pilote a la possiblité d'arrêter le moteur lorsque la commande devient inefficace. Cela est conforme aux réglementations aériennes. Dans le second cas, les modes de fonctionnement à limitation de survitesse protègent le moteur, comme il a été décrit plus haut. 259032 i De ce fait, on utilise des composants ayant une résistance à la température supérieure à la normale afin de protéger le moteur contre les défaillances dont seraient sujets des composants prévus pour fonctionner à des températures standard, La figure 3 représente un exemple de réalisation pratique du limiteur de survitesse 20. Les composants du limiteur 20 sont représentés à l'intérieur de la ligne en pointillé et ils sont tous prévus pour pouvoir fonctionner à 200 C. Le courant alimentant le limiteur 20 est fourni par un générateur de courant alternatif triphasé couplé sur le moteur 14 et ne servant qu'à cet usage. Ce courant est converti en courant continu par le redresseur triphasé 52, le générateur 50 et le redresseur 52 constituant ensemble un générateur de courant constant qui alimente les bornes d'entrée du limiteur 20. Cependant, la tension fournie au limiteur 20 par le redresseur 52 peut varier. Dans le limiteur 20, les composants TI, DI, Cl, RI1, SI, R2, R3, R4, C2 et DZ constituent un régulateur shunt à mode commuté, comme 11 est connu du spécialiste moyen. L'objet du régulateur est de fournir un voltage sensiblement constant à un limiteur du type "hacheur de carburant" (fuelchop), qui est constitué par les composants R5, R6, R7, R8, 52, D2, T2, ainsi que par le convertisseur tenslon/fréquence 54, également connu du spécialiste moyen. Pour plus de détails, les condensateurs CI et C2 servent à aplanir les fluctuations de tension, et la diode Zener DZ fonctionne comme un stabilisateur de tension. La diode D1 a pour fonction de protéger le MOSFET (transistor à effet de champ à grille isolée par oxyde métallique) Tl contre la force contre-électromotrice provenant d'autres parties du 1 i mi teur 20 et d'empêcher le condensateur C i de se décharger. Les résistances R2 et R3 agissent comme des diviseurs de potentiel pour déterminer la tension fournie à l'entrée non inversante d'un amplificateur opérationnel en forme de trigger de Schmitt Si, et la résistance R4 produit une portion constante de la tension V dans un rail commun 56 aboutissant à l'entrée Inversante de Si. La résistance Ri détermine l'hystérisis du trigger de Schmitt S1, lequel fonctionne comme un détecteur de niveau. Sa sortie est soit haute, soit basse, mettant ainsi la gâchette du MOSFET T1 soit a un potentiel haut, soit à un potentiel bas respectivement. Lorsque sa gâchette est à un potentiel bas, le MOSFET T 1 conduit très peu de courant entre les rails communs 56 et 58, mals lorsque la gâchette est à un potentiel haut, T1 agit virtuellement comme un court-circuit entre les deux rails. Il en résulte que T I fonctionne comme un shunt dont les états ouvert (on) ou fermé (off) sont commandés par Si, lequel contrôle les fluctuations de la tension V sur le rail commun 56 relativement au potentiel nul du rail commun 58. Si la tension V dépasse une valeur prédéterminée, la différence de potentiel entre les entrées de SI1 devient plus grande d'environ deux volts et T I shunte temporairement la tension à la sortie du redresseur 52 Jusqu'à ce que V ait diminué suffisamment pour mettre T i hors-circuit. Bien entendu, cela se produit très rapidement et est répété aussi souvant que nécessaire pour maintenir une alimentation de tension sensiblement constante sur les conducteurs 60 et 62 dans le circui t du!l miteur de carburant. Dans le circuit du limiteur de carburant formant l'autre partie du limiteur 20, le signal significatif de la vitesse de l'arbre 27 est fourni à un convertisseur fréquence/tension 54 d'o 11 ressort sous la forme d'une tension de sortie qui varie avec la vitesse de l'arbre. Après atténuation dans la résistance R7, la tension variable est fournie à l'entrée non Inversante d'un amplificateur opérationnel en forme de trigger de Schmitt S2 dont l'hystérésIs est déterminée par la valeur de la résistance R8. L'hystérésis représente une petite fraction de l'échelle des vitesses du moteur, la vitesse maximale à laquelle le moteur peut tourner correspondant au sommet de l'échelle. L'entrée Inversante de 52 est liée au potentiel de l'entrée basse de S1, en ce qu'elle est atténuée par la résistance R5 et en ce qu'elle est en outre abaissée vers le potentiel zéro du rail commun 58 à travers la résistance R6. Lorsque la différence potentiel entre les entrées inversante et non- lnversante du redresseur 52 excède environ deux volts, sa sortie est mise sous- tension, produisant ainsi une tension positive à la gâchette du IMOSFET T2; ce composant commande le courant circulant à travers l'enroulement du solénoïde de la vanne d'arrêt 30, le courant étant le signal 26 représenté sur la figure 1. La diode D2 a pour simple fonction d'empêcher le MIOSFET T2 d'être endommagé par la force contre- électromotrice produite par l'enroulement du solénoïde. Normalement, la gâchette de T2 étant à un potentiel bas, le courant de fuite qui circule à travers le substrat de T2 est insuffisant pour exciter le solénoïde suffisamment pour qu'il actionne la vanne d'arrêt. Cependant, lorsque le signal significatif de la vitesse de l'arbre du moteur 27 augmente au- delà du maximum autorisé, la différence de potentiel entre les entrées de 52 devient assez importante pour commuter au potentiel haut la sortie de 52, et par là la gâchette de T2. Cela autorise la circulation d'un courant de fuite dans T2 suffisant pour d'actionner la vanne d'arrêt, et elle reste fermée jusqu'à ce que la vitesse du moteur diminue au niveau bas déterminé par l'hystérésis de 52. D'après ce qui précède, on peut voir que seul un nombre relativement restreint de composants simples, mals satisfaisant à des exigences de fonctionnement très élevées, est nécessaire pour construire le limiteur 20. En conséquence, sa fiabilité à des températures inférieures à 200'C est très grande. SI l'on se reporte maintenant à la constitution de l'unité à sécurité Intégrée 22 représentée en détail sur la figure 4, on note à nouveau que seul un petit nombre de composants répondant à des exigences de fonctionnement élevées (température de l'ordre de 200'C) est nécessaire et confère à l'unité une très grande fiabilité de l'ordre de 0,4 défaillances par un million d'heures de fonctionnement. L'unité à sécurité intégrée 22 est fondamentalement un commutateur à température commandée, comportant les composants représentés à l'intérieur du rectangle en pointillés. D'autres combinaisons de composants sont possibles, et le circuit représente sur la figure 4 n'est qu'un exemple. L'unité 22 dans son ensemble est connectée entre les conducteurs d'entrée de courant continu 60 et 61, les composants étant en parallèle les uns par rapport aux autres étant reliés entre les conducteurs 60 et 61. L'unité à sécurité Intégrée 22 comporte un dispositif de tension de référence 29 qui est connecté à l'entrées Vs de tension d'alimentation en courant continu sur les conducteurs 60 et 61 et fournit ses sorties aux conducteurs 32 et 34, ceux-ci formant respectivement une tension de référence VR et une tension de référence VT qui varient selon la température éprouvée par le dispositif, La tension VR de référence sur la ligne 32 est raccordée au rail commun 61 par l'lntermédlalre de deux résistance RA et RB. - Un amplificateur opérationnel en forme de trigger de Schmitt 36 est également alimenté par la tension d'alimentation et, comme cela est indiqué, ses entrées inversante et non-inversante sont connectées de et l'amplificateur opérationnel 36. Le thyristor 40 n'est pas conducteur tant qu'une impulsion de courant provenant de la sortie de l'amplificateur opérationnel ne circule pas dans le circuit de gâchette, et il n'y a pas d'impulsion de courant provenant de l'amplificateur opérationnel tant que VT ne dépasse pas la valeur de la tension de référence au point 38. Cependant, une fois que le thyristor a été déclenché, il continue bien évidemment à être conducteur jusqu'à ce que le courant qui le traverse tombe au-dessous de son niveau de seuil. Par suite, aussitôt que le thyristor a été déclenché, il met en court-circuit l'alimentantation de l'organe de commande numérique 18 et l'alimentation en courant reste en court-circuit de cette façon aussi longtemps que Vs est présent sur les conducteurs 30 et 31. Il est facile de se procurer des composants ayant des propriétés adéquates pour la construction des unités 20 et 22. Par exemple, sur la figure 4, le dispositif de tension de référence 29 peut être un circuit Intégré connu sous le nom de REF02 produit par Precision Monolithics Incorporated de Santa Clara, California, USA. Ce composant peut fonctionner avec des tensions d'alimentation comprises entre sept et quarante volts. Cela fournit une sortie VR de tension de référence stabilisée de cinq volts, et une sortie VT qui varie linéalrement avec la température absolue. Ce fonctionnement est garanti jusqu'à des températures allant jusqu'à 230C dans le circuit représenté. Un amplificateur opérationnel adéquat 36 est fabriqué par Harris Corporation of Melbourne, Foride sous la désignation HA 2600. Sa température nominale est de 200'C, mais il fonctionne avec fiabilité jusqu'à 230'C dans ce circuit. Presque tous les thyristors ayant des caractéristiques de courant adéquat peuvent servir à compléter l'unité à sécurité 22. Le fonctionnement correct de l'unité 22 peut être testé par l'application d'un courant à une résistance chauffante RT qui est physiquement proche de l'élément de captage de température dans le dispositif 29. Le but recherché étant la mise en circuit du thyristor 40, laquelle met ainsi hors service le système de commande, le test doit être effectué juste avant l'arrêt du moteur. Blen que l'exemple d'unité à sécurité intégrée 22 de la figure 4 soit construit de façon que, s'il se produit une surchauffe, l'alimentation de courant pour l'organe de commande numérique 18 soit court-circuitée, il fait également partie des buts de l'invention de construire un commutateur électronique qui couperait l'alimentation de courant en ouvrant le circuit. Comme autre alternative, on pourrait construire un commutateur qui enverrait un signal à un autre composant, lequel initierait alors une situation de sécurité. De tels commutateurs, comme celui qui est représenté sur la figure 4, ou ceux qui viennent juste d'être mentionnés, peuvent être réglés pour basculer ou pour déclencher dans une plage de température large de façon à s'adapter aux circonstances particulières de chaque cas. En outre, bien que la présente description ait présenté de façon insistante l'unité à circuit intégré comme étant constituée par un ensemble de circuits électroniques, on reconnaîtra qu'il pourrait être remplacé par d'autres moyens qui pourraient mettre hors tension l'organe de commande 18, tel qu'un bilame ou des fils fusibles. Cependant, de tels is moyens ne sont généralement pas considérés comme satisfaisants, car ils présentent un taux de faillibilité élevé, supérieur à trois par million d'heures de fonctionnement. Il convient de noter que les circuits des figures 3 et 4 peuvent être encapsulés dans l'un des boîtiers électroniques standard ou fabriqués sur demande intégralement, avec un circuit hybride existant ou un module similaire. De la sorte, ils peuvent être bon marché, fiables et compatibles avec les techniques de fabrication existantes. Bien que la présente invention ait été présentée avec une application à des systèmes de commande numériques, il va de soi que l'invention peut être appliquée à des systèmes de commande analogiques également. Bien que l'on ait décrit ci-dessus un exemple spécifique de système de commande ayant trois modes de commande, en rapport avec des situations de surchauffe et de survitesse, ce nombre n'est pas limitatif et peut s'élever à plus de trois. Bien que l'invention ait été spécifiquement décrite comme ayant pour objet la prévention des survitesses des moteurs à turbine à gaz aéronautiques dues aux défaillances, provoquées par la chaleur, des composants électroniques du système de commande du carburant, il faut considérer que l'invention a un champ d'application beaucoup plus large, en ce qu'elle est applicable à d'autres sortes de systèmes de commande, et en ce qu'elle pourrait contrôler des indicateurs de disfonctionnement 259032 1 possible ou probable de systèmes de commande autres que, -ou aussi bien que-, des systèmes de commande de température, tels que des signaux de sortie de tels systèmes de commande ou un ou plusieurs de ces composants individuels, de sorte que tout franchissement par un signal des limites appropriées aux conditions de fonctionnement dun moteur appelerait automatiquement un mode de commande à sécurité Intégrée, REVENDICATIONS 1. Système de commande de carburant (10) pour un moteur (14) à turbine à gaz aéronautique comportant: a) des moyens pour capter la vitesse rotative du moteur (14) et pour produire un signal de vitesse (27) représentatif de ladite vitesse, b) des moyens de mesurage (16) du débit de carburant pour mesurer le débit de carburant arrivant au moteur (14), c) des premiers moyens de commande (18) électroniques fonctionnant en conjonction avec les moyens de mesurage (16) du débit de carburant pour exercer un premier et mode de commande normal sur o10 le débit de carburant arrivant au moteur (14), et, d) des seconds moyens de commande (20) électroniques fonctionnant en conjonction avec les moyens de mesurage (16) du débit de carburant pour exercer un second mode de commande de réduction de vitesse sur le débit du carburant arrivant au moteur (14) en réponse audit signal de vitesse (27), la disposition de l'ensemble étant telle que les seconds moyens de commande (20) prennent la commande du débit du carburant aux premiers moyens de commande (18) toutes les fois que le signal significatif de la vitesse (27) dépasse une valeur prédéterminée indiquant une survitesse et conservent une telle commande jusqu'à ce que le signal significatif de la vitesse (27) tombe au-dessous de la valeur prédéterminée; ledit système de commande du carburant (10) étant caractérisé en ce qu'il est adapté pour prévenir une survitesse du moteur (14) due à une défaillance des composants électroniques lorsque le système de commande du carburant (10) est soumis à des températures de fonctionnement supérieures à la normale, le système de commande comportant en outre des moyens pour capter la température du dispositif de commande et pour produire un signal de température significatif de celle-ci, et un troisième moyen de commande ayant pour fonction d'exercer un troisième mode de commande à sécurité intégrée de limitation de vitesse sur le débit du carburant du moteur (14) en réponse audit signal significatif de la température, les troisièmes moyens de commande (22) étant prévus pour prendre, de façon irréversible, la commande du débit du carburant aux premiers et seconds moyens de commande (18, 20) si la température du système de commande dépasse une valeur prédéterminée significative d'une défaillance probable des premiers et seconds moyens de commande (18, ). 2. Système de commande de carburant (10) pour un moteur (14) à turbine à gaz aeronautique comportant a) des premiers moyens de commande (18) électroniques pour engendrer un premier signal de commande (24) du débit du carburant en vue de maintenir un mode de commande normal du moteur (14), b) des seconds moyens de commande (20) électroniques pour lo engendrer un second signal de commande (26) du débit du carburant en vue de prévenir une survitesse du moteur (14) quand le premier signal de commande du débit du carburant échoue à prévenir une telle survitesse, et, c) des moyens de mesurage (16) du débit du carburant pour mesurer le débit du carburant alimentant le moteur (14) en réponse aux premiers et seconds signaux de commande du débit du carburant; ledit système de commande du carburant étant caractérisé en ce qu'il comporte en outre des moyens de commande à sécurité Intégrée (22) de limitation de vitesse adaptés pour contrôler la température du système de commande et pour prendre la commande du débit du carburant aux premiers et seconds moyens de commande (20) électronique si la température dépasse une valeur dangereuse prédéterminée. 3. Système de commande de carburant ( 10) selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que les trolsièmes moyens de commande (22) mentionnés cl-dessus comportent des moyens de commutation électroniques à température commandée et des moyens de restriction de débit de carburant, les moyens de commutation électronique étant prévus pour prendre la commande du débit du carburant aux premiers et seconds moyens de commande (18, 20) lorsque la température du système de commande dépasse ladite valeur prédéterminée et les moyens de restriction de débit de carburant étant prévus pour restreindre automatiquement la circulation du carburant jusqu'à un faible débit lorsque la commande est ainsi prise auxdlts moyens de commande, ledit faible debit empêchant qu'une survitesse du moteur (14) ne se produise quelle que soit la situation du moteur (14). 4. Système de commande de carburant (10) selon la revendication 3, caractérisé en ce que les moyens de commutation électronique comportent: des moyens de captage de la température pour engendrer un signal de température captée significatif de la température éprouvée par les moyens de commutation; des moyens de production d'une température de référence (29) pour engendrer un signal de température de référence significatif de ladite valeur de température prédéterminée; des moyens de comparaison (36) pour comparer le signal de température captée avec le signal de température de référence et pour fournir un signal de commutation lorsque le signal de température captée dépasse le signal de température de référence; et, un dispositif de commutation à semiconducteur (40) connecté de façon à enlever la commande des moyens de mesurage (16) du débit du carburant à au moins les premiers moyens de commande (18). 5. Système de commande de carburant ( 10) selon la revendication 3 ou 4, caractérisé en ce que les moyens de restriction de débit du carburant comportent des moyens de précontrainte à ressort, des moyens de vanne (28) , et des moyens d'arrêt de vanne associés à l'intérieur des moyens de mesurage (16) du débit de carburant, la position desdits moyens de vanne étant normalement commandée par les premiers moyens de commande (18) électroniques pour commander le débit à travers les moyens de mesurage (16) du débit de carburant, lesdits moyens de vanne (28) étant automatiquement déplacés contre lesdits moyens d'arrêt de vanne par les moyens de précontrainte à ressort pour établir ledit faible débit lorsque les moyens de commutation électroniques enlèvent la commande desdits moyens de vanne aux premiers moyens de commande (18) électroniques. 6. Système de commande de carburant (10) selon une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que les premiers moyens de commande (18) comportent un organe de commande électronique numérique pour exercer un mode de commande normal comprenant une commande numérique totale du moteur (14). 7. Système de commande de carburant (10) selon une des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que les seconds moyens de commande (20) provoquent sensiblement l'arrêt de la circulation du 259032 1 carburant allant au moteur (14) par des moyens de vanne (30) disposés dans les moyens de mesurage (16) du débit de carburant lorsque le moteur (14) tourne trop vite, la circulation du carburant restant sensiblement interrompue Jusqu'à ce que la vitesse du moteur (14) tombe au-dessous d'une valeur de sécurité prédéterminée. 8. Système de commande de carburant (10) selon une des revendications I à 7, caractérisé en ce que les premiers moyens de commande (18) comportent des composants pouvant fonctionner jusqu'à une première température maximale (basse) et les seconds et troisièmes moyens de commande (20, 22) comportent des composants pouvant fonctionner Jusqu'à une seconde température maximale (haute), la valeur de température prédéterminée mentionnée ci-dessus étant légèrement inférieure à la seconde température de fonctionnement maximale. 9. Système de commande à sécurité intégrée pour un moteur (14) à turbine à gaz aéronautique, comprenant au moins un moyen de commande pour exercer au moins un mode de commande sur le moteur (14) en réponse à des signaux significatifs de la situation du moteur (14), caractérisé en ce que le système de commande est muni de moyens pour contrôler la situation du système de commande tel que représenté par au moins un signal significatif de la situation du système de commande, ainsi que des moyens de commande à sécurité intégrée (22) pour mettre le moteur (14) dans un mode de commande à sécurité intégrée dans le cas o le au moins un signal significatif de la condition du système de commande varierait au-delà d'une limite prédéterminée. 10. Système de commande à sécurité intégrée pour un moteur (14) à turbine à gaz aéronautique comprenant: a) des premiers moyens de commande (18) pour exercer un premier mode de commande sur le moteur (14) en réponse à des signaux significatifs de la situation du moteur (14); et, b) des seconds moyens de commande (20) pour exercer un second mode de commande sur le moteur (14) en réponse à au moins un signal significatif de la situation du moteur (14), la disposition de l'ensemble étant telle que les seconds moyens de commande (20) prennent la commande du moteur (14) aux premiers moyens de commande (18) toutes les fois que au moins un signal significatif de la situation du moteur (14) varie au-delà d'une limite prédéterminée et conserve la commande Jusqu'à ce que au moins un signal significatif de la situation du moteur (1 4) reprenne une valeur Inférieure à la limite prédéterminée; ledit système de commande étant caractérisé en ce qu'il est en outre muni de moyens pour contrôler la situation du système de commande, laquelle est représentée par au moins un signal significatif de la situation du système de commande et de moyens de commande de sécurité intégrée (22) pour mettre le moteur (14) dans un mode de commande à sécurité Intégrée en passant outre les premiers et seconds moyens de commande (18, 20) si au moins un signal significatif de la situation du système de commande varie au-delà d'une limite prédéterminée.