FR 2790730 A1 20000915 FR 0001242 A 20000201 DOMAINE TECHNIQUE L'invention se rapporte à la technique des systèmes de commande de frein électriques pour des avions ou aéronefs. Précisément, l'invention se rapporte à un système de commande de frein électrique pour des avions qui permettent une redondance dans le système de commande, de sorte qu'au moins deux défauts dans le système de commande de frein doivent avoir lieu avant que par inadvertance on applique les freins de l'avion. ARRIERE-PLAN DE L'INVENTION Dans les systèmes de frein d'aéronef, il a toujours été souhaitable qu'un freinage par inadvertance soit empêché. Dans les systèmes de frein mécanique du passé, la probabilité d'un freinage par inadvertance était minime, puisque les vannes de réglage de frein tout simplement ne peuvent pas tomber en panne dans un mode de freinage ou à "pression appliquée". Cependant, l'apparition des systèmes électriques ou à "freinage par fil" a donné naissance à la prise en compte du fait qu'une panne de logiciel ou de matériel peut se traduire par une application non souhaitée du frein. Une considération principale dans le système de ce genre est qu'une panne de logiciel peut, par inadvertance, appliquer les freins. Dans des systèmes à frein par fil de ce genre, l'art antérieur enseigne l'utilisation de technique à la fois à logiciel et à matériel non similaires pour réaliser cette redondance. Cependant, ces techniques augmentent le coût du système de freinage et diminuent nécessairement leur fiabilité. Comme la redondance nécessite la mise en oeuvre de plus de matériel et/ou de logiciel, les problèmes d'entretien sont encore aggravés. Il est également connu d'utiliser un unique système de logiciel avec un moniteur de matériel pour régler la pression hydraulique au frein et fournir une action en réponse appropriée vis-à-vis de celle-ci, mais des systèmes de ce genre souffrent des mêmes inconvénients et ces systèmes activent les vannes ou soupapes de frein par du matériel. Il existe un besoin dans le domaine pour un système à frein par fil simple à sécurité positive pour des aéronefs qui ne diminue pas la fiabilité en accroissant significativement la quantité de matériel ou logiciel utilisée. DESCRIPTION DE L'INVENTION Compte tenu de ce qui précède, un premier aspect de l'invention consiste à viser un système de commande de frein électrique à sécurité positive pour des aéronefs dans lequel la vanne d'arrêt du système de commande de frein est commandée uniquement par les circuits de matériel, et pas par des logiciels. Un autre aspect de l'invention consiste à viser un système de commande de frein électrique à sécurité positive pour des aéronefs dans lequel les matériels et les logiciels fonctionnent en parallèle pour permettre une détermination efficace si une panne a lieu. Encore un autre aspect de l'invention consiste à viser un système de commande de frein électrique à sécurité positive pour un aéronef dans lequel les matériels et les logiciels reçoivent et surveillent les mêmes entrées d'équipement électroniques avec une branche de matériel qui détermine si la vanne d'arrêt du système doit être actionnée, et la branche logiciel qui détermine si elle doit être désactivée. Un aspect supplémentaire de l'invention consiste à viser un système de commande de frein électrique à sécurité positive pour des aéronefs qui a une longue durée de vie et qui est fiable d'utilisation, facile à mettre en oeuvre avec des systèmes à frein par fil de commande de frein d'aéronef de la technique actuelle et qui permet d'obtenir un système à sécurité positive d'intégrité significative. Les aspects mentionnés précédemment ainsi que d'autres aspects de l'invention, qui ressortiront de la description détaillée qui suit sont réalisés par un système de commande de frein électrique pour des aéronefs, comportant: une vanne d'arrêt de bobine de frein fournissant de la pression hydraulique à un système de frein d'aéronef; un dispositif d'attaque de vanne d'arrêt relié à la vanne d'arrêt de commande de frein et actionnant de manière sélective la vanne d'arrêt de commande de frein; une paire de pédales de frein manoeuvrées par l'utilisateur permettant au pilote de réguler la pression hydraulique appliquée aux freins de l'aéronef; une pluralité de commutateurs fournissant des données concernant l'état de position d'un train d'atterrissage; d'une poignée de commande de train et d'un commutateur de charge sur roue; un circuit logique discret interposé entre la pluralité de commutateurs et le dispositif d'attaque de vanne d'arrêt pour activer le dispositif de vanne d'arrêt lorsque les commutateurs sont dans un premier état déterminé à l'avance ; et un microprocesseur commandé par logiciel interposé entre la pluralité de commutateurs et le dispositif d'attaque de vanne d'arrêt pour désactiver le dispositif d'attaque de vanne d'arrêt lorsque les commutateurs ne sont pas dans le premier état déterminé à l'avance. Suivant un perfectionnement de l'invention, les circuits logiques activent en outre le dispositif d'attaque de vanne d'arrêt lorsque les commutateurs sont dans un second état déterminé à l'avance et le microprocesseur commandé par logiciel désactive le dispositif d'attaque de vanne d'arrêt lorsque les commutateurs ne sont ni dans le premier ni dans le second état déterminé à l'avance. Suivant un perfectionnement de l'invention, le circuit logique active la vanne d'arrêt pour une période de temps réglée lorsque les commutateurs sont dans un premier état déterminé à l'avance. Suivant un perfectionnement de l'invention, le système de commande de frein électrique comporte en outre un circuit formant comparateur à fenêtre interposé entre les pédales de frein et le dispositif d'attaque de vanne d'arrêt, les comparateurs à fenêtre activant le dispositif d'attaque de vanne d'arrêt lorsqu'une pédale quelconque parmi les pédales de frein est actionnée à l'intérieur d'un domaine déterminé à l'avance. Suivant un perfectionnement de l'invention, les pédales de frein produisent des signaux électriques qui sont une indication de la position de la pédale de frein. Suivant un mode de réalisation de l'invention, le microprocesseur commandé par logiciel reçoit des signaux de sortie du circuit comparateur et du circuit logique discret. Suivant un perfectionnement de l'invention, le système de commande de frein électrique comporte un capteur de tension et un capteur de courant interposé entre la vanne d'arrêt de bobine de frein et le microprocesseur commandé par logiciel, les capteurs de tension et de courant déterminant l'existence d'un freinage par inadvertance. Suivant un mode de réalisation avantageux, le système de commande de frein électrique comporte en outre des transducteurs de pression de frein associés aux freins de l'aéronef et reliés au microprocesseur commandé par logiciel. Suivant un perfectionnement de l'invention, la pluralité de commutateurs comporte un premier commutateur indiquant si l'aéronef est en train de voler ou est posé sur le sol, un second commutateur indiquant une position de la poignée de commande de train, un troisième commutateur indiquant si le train d'atterrissage est levé et verrouillé et un quatrième commutateur indiquant si le train d'atterrissage est abaissé et verrouillé. DESCRIPTION SUCCINCTE DES DESSINS Pour une compréhension complète des objectifs, techniques et structures de l'invention, on se réfère maintenant à la description détaillée qui suit et au dessin annexé dans lequel un diagramme en forme de schéma d'un système de commande de frein électrique à sécurité positive pour un aéronef est présenté. MEILLEURS MODES POUR METTRE EN OEUVRE L'INVENTION En se référant maintenant au dessin, on peut voir qu'un système de commande de frein électrique pour un aéronef est désigné de manière générale par la référence numérique 10. Le système 10 de commande de frein est interconnecté avec une vanne 12 d'arrêt du système hydraulique du système de frein de l'aéronef. La vanne 12 d'arrêt, commandée par la bobine 12a, désactive et active la pression hydraulique vers le système de frein et, par conséquent, active et désactive le fonctionnement du système de frein soi-même. Précisément la vanne 12 d'arrêt est interposée entre une source de pression 62 hydraulique et des vannes 64 de commande de frein pour activer ou désactiver sélectivement les vannes 64 de commande de frein pour effectuer une action de freinage par l'intermédiaire de freins sur des roues associées, comme cela sortira ultérieurement de la description. Comme représenté aux dessins, une pédale 14 de frein gauche et une pédale 16 de frein droit sont disposées dans la cabine de pilotage pour une manoeuvre par un pilote d'une manière classique. La présente invention se rapportant à l'utilisation d'un système de commande à frein par fil, les pédales 14, 16 de frein sont sollicitées par ressort pour fournir la "sensation" d'un frein hydraulique. Un transformateur différentiel variable linéaire (LVDT) est utilisé en association avec chacune des pédales 14, 16 pour produire un signal de position correspondant à la pression de freinage requise. En d'autres termes, un signal électrique est le signal de sortie de chacune des pédales 14, 16 et ce signal correspond à la pression de freinage requise par les pédales droites ou gauches associées. Conformément à l'invention, les signaux de sortie des pédales 14, 16 sont envoyés respectivement à des circuits 18, 20 comparateurs. Les signaux analogiques ainsi reçus du LVDT des pédales 14, 16 sont comparés à une fenêtre ayant des niveaux de seuil à la fois supérieur et inférieur. Le seuil de fenêtre définit une activité de pédales de frein acceptable. Si le signal analogique des pédales 14, 16 tombe dans la fenêtre acceptable, un "1" logique est envoyé à la sortie du comparateur 18, 20 à fenêtre associé et est envoyé à une porte 22 OU logique. La sortie de la porte 22 OU est envoyée à une porte 24 OU correspondante, de sorte que si l'une ou l'autre des pédales 14, 16 de freinage satisfait au niveau de seuil de fenêtre des comparateurs 18, 20 à fenêtre, un "1" logique est envoyé en sortie de la porte 22 OU et il y a également un "1"l qui est émis en sortie de la porte 24 OU. Le signal de sortie de la porte 24 OU passe dans le dispositif 26 double d'attaque de vanne d'arrêt comportant des dispositifs 26a et 26b d'attaque de vanne d'arrêt connectés en série, qui fonctionnent pour commander la bobine 12a de la vanne 12 d'arrêt. Comme il ressort de la description, lorsque les deux dispositifs 26a, 26b d'attaque de vanne sont activés, la bobine 12a est activée et la vanne 12 d'arrêt est ouverte pour permettre la manoeuvre par pédale de frein de la vanne 64 de commande de frein. Le dispositif 26a d'attaque de vanne est commandé par le microprocesseur 48 programmé, décrit ultérieurement, et le dispositif 26b d'attaque de vanne est commandé par la sortie de la porte 24 OU. Par conséquent, si l'une ou l'autre des pédales 14, 16 de frein émet un signal de commande de frein se trouvant à l'intérieur de la fenêtre du comparateur 18, associé, le dispositif 26b d'attaque de vanne d'arrêt va pouvoir activer la bobine 12a de la vanne 12 d'arrêt de sorte que le système de freinage de l'aéronef est mis sous pression et la pression exigée par la pédale 14, 16 peut être appliquée aux freins associés, à condition que le dispositif 26a d'attaque ne soit pas inhibé ou désactivé par le microprocesseur 48. Il va de soi aujourd'hui que l'on envisage d'utiliser l'invention sur des aéronefs ayant des systèmes de frein embarqués et extérieurs de chaque côté de l'aéronef, de sorte que le système représenté au dessin est sensiblement dupliqué pour chacun des systèmes de frein embarqué à l'intérieur et extérieur pour chaque côté de l'aéronef, de sorte qu'une panne dans l'un ou l'autre des systèmes de frein embarqués ou extérieurs sur un côté de l'aéronef permet un fonctionnement en continu de l'autre système de commande de frein sur ce même côté de l'aéronef. Il va en outre de soi que le système de commande de frein surveille l'état du train d'atterrissage et la position de l'aéronef en ce qui concerne le fait qu'il est au sol ou dans les airs pour déterminer si l'action de freinage est acceptable. Les spécialistes de la technique comprendront que le train d'atterrissage est l'assemblage de jambes d'atterrissage sur lequel se trouvent les freins et les roues, et qui est reçu dans le fuselage de l'aéronef lorsque celui-ci est en vol, et est abaissé et verrouillé en une position de fonctionnement lorsque l'on atterrit ou que l'on se déplace sur le sol. Pour surveiller l'état du train d'atterrissage et l'attitude de l'aéronef soi-même, des commutateurs 28 à 34 sont prévus. Le commutateur 28 fournit un signal provenant du train d'atterrissage si le train d'atterrissage est remonté et verrouillé, comme cela est classiquement le cas lorsque l'aéronef est dans les airs. Le commutateur 30 fournit un signal indiquant la position de la poignée de commande de train actionnée par le pilote qui se trouve dans la cabine de pilotage soi-même. Le commutateur 32 est le commutateur de charge sur les roues, que l'on appelle parfois le commutateur "squat", qui indique que l'aéronef a effectivement touché le sol et se trouve sur celui-ci. Enfin, le commutateur 30 fournit un signal de train d'atterrissage qui indique que le train d'atterrissage est abaissé et verrouillé, comme cela serait le cas lorsque l'aéronef est en train d'atterrir ou se trouve sur le sol. En association avec chacun des commutateurs 28 à 34, des circuits 36 à 42 de polarisation respectifs sont prévus et ils mettent à l'échelle et conditionnent les signaux de sortie des commutateurs 28 à 34 pour une application à des circuits 44, 46 logiques. Ces circuits logiques surveillent l'état des commutateurs 28 à 34 et fournissent des signaux de sortie correspondants à la porte 24 OU pour actionner le dispositif 26 d'attaque de vanne d'arrêt pour activer la bobine de la vanne 12 d'arrêt. Comme on peut le voir, les circuits 44, 46 logiques fonctionnent lorsque l'aéronef est dans les airs et que le commutateur de poids ou charge sur roue n'est pas actionné. Le circuit 44 permet de freiner dans les airs lorsque la commande de frein est abaissée, le commutateur de charge sur roue n'a pas été actionné (l'aéronef est dans les airs) et le train d'atterrissage n'est pas abaissé et verrouillé. Dans ce mode d'atterrissage en l'air, le freinage de test est obtenu. D'une manière analogue, le circuit 46 produit un signal de sortie lorsque la commande de train est relevée et que le commutateur de charge sur roue n'a pas été actionné (l'aéronef est dans les airs), et le train d'atterrissage n'est pas relevé et verrouillé. Dans cette situation, après le décollage, alors que les roues ont tendance à diminuer leur vitesse de rotation, une courte durée d'application de frein peut être réalisée pour amener les roues à un arrêt complet avant de les loger dans l'aéronef dans la position train d'atterrissage relevé et verrouillé. Dans le mode de réalisation préféré de l'invention, des signaux analogiques provenant des pédales 14, 16 de frein ne sont pas envoyés au comparateur 18, 20 & fenêtre lorsque l'aéronef est dans les airs. Le commutateur 32 de charge sur les roues permet l'utilisation de pédales 14, 16 de frein pour faire passer des signaux de freinage par l'intermédiaire des comparateurs 18, 20, et finalement vers le dispositif 26 d'attaque de vanne d'arrêt uniquement lorsque l'aéronef est sur le sol. Par conséquent, lorsqu'il est dans les airs, les circuits 44, 46 sont utilisés pour fournir un signal d'application de frein de courte durée au système de freinage. Il est envisagé que chacun des circuits 44, 46 comporte un circuit à un coup produisant un signal de sortie de durée fixe (de préférence 5 secondes) pour le faire passer par la porte 24 OU et pour activer le dispositif 26 d'attaque de vanne d'arrêt pour une période de temps de ce genre. En d'autres termes, lorsque la commande de train est placée dans sa position basse par le pilote et qu'il est déterminé que le commutateur 32 de charge sur les roues n'a pas été activé et que le train d'atterrissage n'est pas abaissé et verrouillé, un signal de cinq secondes est envoyé par l'intermédiaire de la porte 24 OU pour activer le dispositif 26 d'attaque de vanne d'arrêt pendant une durée de cinq secondes pour activer de manière correspondante la bobine 12a de la vanne 12 d'arrêt pour appliquer une pression de freinage au système de freinage. D'une manière analogue, le circuit à un coup du circuit 46 de commande émet un signal de cinq secondes lorsque la commande de train est tirée dans la position vers le haut lorsque l'avion est dans les airs et que le train d'atterrissage n'est pas dans la position relevée et verrouillée. Cette application de cinq secondes de la pression de freinage permet au frein d'arrêter la rotation des roues après le décollage de sorte qu'elles peuvent être amenées dans leur position verrouillée et stockée. Comme représenté, le système 10 comporte un microprocesseur 48 programmé qui a une sortie conçue pour inhiber le fonctionnement du dispositif 26a d'attaque de vanne du double dispositif 26 d'attaque de vanne d'arrêt, en contradiction avec l'entrée provenant des parties de circuit qui viennent d'être décrites qui fonctionne pour activer le dispositif 26b d'attaque. Comme on peut le voir, les signaux d'entrée envoyés au microprocesseur 48 sont identiques aux signaux d'entrée envoyés aux signaux 44, 48 de commande ainsi qu'aux signaux de sortie des portes 22, 24 OU. Le microprocesseur 48 reçoit également des signaux d'entrée d'un circuit 50 de détection de tension qui est relié au côté supérieur de la bobine 12a de la vanne 12 d'arrêt et un circuit 52 de détection de courant qui détecte le courant passant par une bobine de ce genre. Sont également prévus en tant qu'entrées dans le microprocesseur 48, les signaux de sortie des transducteurs 58a à 60a de pression de freinage, respectivement associés aux freins 58, 60 des roues 54, 56 gauches et droites. Il est envisagé que le microprocesseur 48 comporte un convertisseur analogique à numérique de sorte que les signaux analogiques reçus, par exemple, des circuits 50, 52 de détection et des transducteurs 58, 60 peuvent être convertis de manière appropriée en un format numérique pour le traitement. Il va de soi que les logiciels du microprocesseur 48 reçoivent et traitent les mêmes signaux que les circuits 44, 46 de commande. Le logiciel du microprocesseur 48 détermine si la vanne 12 d'arrêt doit être désactivée ou inhibée comme conséquence de ces signaux d'entrée, tandis que le circuit 44, 46 de commande détermine si la vanne d'arrêt doit être activée comme conséquence de ces signaux d'entrée. En d'autres termes, le dispositif 26a d'attaque de vanne commandé par logiciel est normalement activé de sorte que le dispositif 26b d'attaque, commandé par les éléments de circuit discret, est principalement responsable pour l'actionnement ou l'ouverture de la vanne 12 d'arrêt. Il en résulte que si soit le microprocesseur 48, soit l'un ou l'autre des circuits 44, 46 de commande, démontre qu'une pression de freinage ne doit pas être appliquée, la vanne 12 d'arrêt est soit inhibée, soit n'est pas activée de sorte que les freins du système sont désactivés, empêchant tout freinage par inadvertance. Il en résulte qu'un freinage par inadvertance ne peut uniquement avoir lieu que si à la fois la partie 48 de surveillance de logiciel et la partie 44, 46 de surveillance de matériel tombe en panne. Il va également de soi que le microprocesseur 48 ne reçoit pas de signaux des pédales 14, 16 de frein. Par conséquent, il n'est possible, dans le concept de la présente invention, d'avoir un freinage par inadvertance uniquement que lorsque les pieds des pilotes sont sur la pédale, qui correspond à un cas o en général un freinage est souhaité, dans tous les cas. Il va également de soi que le circuit 50 de détection de tension et le circuit 52 de détection de courant détecte le fait que le fonctionnement du dispositif 26 d'attaque de vanne d'arrêt est convenable et que la bobine de la vanne 12 d'arrêt a une continuité. Ils peuvent également être utilisés en combinaison pour déterminer si une coupure pour surcourant a eu lieu également. Par conséquent, la surveillance de la fonctionnalité et de la nature à sécurité positive de la vanne 12 d'arrêt peuvent être mises en oeuvre. Dans le cas o le circuit 50 de détection de tension et le circuit 52 de détection de courant déterminent qu'un freinage non souhaité a lieu, le microprocesseur 48 peut inhiber le dispositif 26a d'attaque pour fermer la vanne 12 d'arrêt et empêcher un freinage de ce genre. Les spécialistes de la technique comprendront que les dispositifs 26a et 26b d'attaque sont classiquement des transistors de puissance ou des transistors à effet de champ appropriés. Comme on peut également le voir, le microprocesseur 48 reçoit des signaux de sortie des deux portes 22, 24 OU, ce qui lui permet de déterminer la fonctionnalité des circuits 44, 46 de commande. Il va de soi que la présente invention fournit un système de freinage par fil qui garantit que le freinage par inadvertance ne peut avoir lieu que lorsqu'un défaut est apparu dans chacun des deux trajets dans le système de commande, l'un étant un trajet de matériel à composant discret et l'autre étant un trajet de logiciel. Ainsi, on Il peut voir que les objectifs de l'invention ont été réalisés par la structure présentée précédemment. R E V E N D I C A T IONS 1. Système (10) de commande de frein électrique pour un aéronef, caractérisé en ce qu'il comporte: une vanne (12) d'arrêt de frein à bobine fournissant de la pression hydraulique à un système de freinage d'aéronef; un dispositif (26) d'attaque de vanne d'arrêt relié à la vanne (12) d'arrêt de commande de frein et actionnant de manière sélective cette vanne (12) d'arrêt de commande de frein; une paire de pédales (14, 16) de frein manoeuvrées par l'utilisateur permettant au pilote de réguler la pression hydraulique appliquée aux freins de l'aéronef; une pluralité de commutateurs (28 à 34) fournissant des données concernant un état de position d'un train d'atterrissage, d'une commande de train, et d'un commutateur de charge sur roue; un circuit (44, 46) logique discret interposé entre la pluralité de commutateurs (28 à 34) et le dispositif (26) d'attaque de vanne d'arrêt pour activer le dispositif d'attaque de vanne d'arrêt lorsque les commutateurs sont dans un premier état déterminé à l'avance; et un microprocesseur (48) commandé par logiciel interposé entre la pluralité de commutateurs (28 à 34) et les dispositifs (26) d'attaque de vanne d'arrêt pour inhiber le dispositif (26) d'attaque de vanne d'arrêt lorsque les commutateurs (28 à 34) ne sont pas dans ledit premier état déterminé à l'avance. 2. Système (10) de commande de frein électrique pour des aéronefs suivant la revendication 1, caractérisé en ce que le circuit logique active en outre le dispositif (26) d'attaque de vanne d'arrêt lorsque les commutateurs (28 à 34) sont dans un second état déterminé à l'avance et le microprocesseur (48) commandé par logiciel inhibe le dispositif (26) d'attaque de vanne d'arrêt lorsque les commutateurs (28 à 34) ne sont ni dans le premier état déterminé à l'avance, ni dans le second état déterminé à l'avance. 3. Système (10) de commande de frein électrique pour des aéronefs suivant la revendication 1, caractérisé en ce que le circuit logique active la vanne (12) d'arrêt pendant une période de temps réglé lorsque les commutateurs (28 à 34) sont dans un premier état déterminé à l'avance. 4. Système (10) de commande de frein électrique pour des aéronefs suivant la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un circuit (18, 20) formant comparateur à fenêtre interposé entre les pédales (14, 16) de frein et le dispositif (26) d'attaque de vanne d'arrêt, le comparateur à fenêtre activant le dispositif (26) d'attaque de vanne d'arrêt lorsque l'une ou l'autre des pédales de frein est manoeuvrée dans un domaine déterminé à l'avance. 5. Système (10) de commande de frein électrique pour des aéronefs suivant la revendication 4, caractérisé en ce que les pédales (14, 16) de frein produisent des signaux électriques qui fournissent une indication de la position de la pédale de frein. 6. Système (10) de commande de frein électrique pour des aéronefs suivant la revendication 4, caractérisé en ce que le microprocesseur (48) commandé par logiciel reçoit des signaux de sortie du circuit comparateur et du circuit logique discret. 7. Système (10) de commande de frein électrique pour des aéronefs suivant la revendication 1, caractérisé en ce qu'il comporte en outre un capteur (50) de tension et un capteur (52) de courant interposés entre la vanne (12) d'arrêt de frein à bobine et le microprocesseur (48) commandé par logiciel, les capteurs (50, 52) de tension et de courant déterminant l'existence d'un freinage par inadvertance. 8. Système (10) de commande de frein électrique pour des aéronefs suivant la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comporte en outre des transducteurs (58, 60) de pression de freinage associés aux freins de l'aéronef et reliés au microprocesseur (48) commandé par logiciel. 9. Système (10) de commande de frein électrique pour des aéronefs suivant la revendication 1, caractérisé en 14 ce que la pluralité de commutateurs (28 à 34) comporte un premier commutateur indiquant si l'aéronef est dans les airs ou sur le sol, un second commutateur indiquant une position de la commande de train, un troisième commutateur indiquant5 si le train d'atterrissage est relevé et verrouillé, et un quatrième commutateur indiquant si le train d'atterrissage est abaissé et verrouillé.