FR 3003544 A1 20140926 FR 1352439 A 20130319 DISPOSITIF DE SURVEILLANCE ET DE COUPURE DE l'ALIMENTATION EN AIR DE PRESSURISATION D'UN RESERVOIR DE CARBURANT D'AERONEF DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE L'invention se rapporte au domaine technique des systèmes d'alimentation en air de pressurisation d'un aéronef à partir d'air prélevé depuis un compresseur de turbomachine. Plus précisément, l'invention concerne un dispositif de sécurité pour la surveillance et la coupure de l'alimentation en air de pressurisation d'un réservoir de carburant d'aéronef. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Les réservoirs de carburant d'aéronef nécessitent d'être alimentés en air de pressurisation pour y réduire la pression partielle de carburant. Le carburant est généralement du kérosène en pratique. En réduisant la présence de vapeurs de carburant dans le réservoir et à proximité de celui-ci, il est possible d'y réduire les risques d'inflammation inopinés du carburant et ainsi les risques d'explosions ou autres risques de détériorations dramatiques de l'aéronef. A cet effet, il est connu de prélever de l'air de pressurisation à partir d'un compresseur de turbomachine d'aéronef. L'air prélevé au niveau du compresseur alimente un dispositif d'échangeur thermique configuré pour en diminuer la température. L'air en sortie de l'échangeur est ensuite utilisé à des fins de pressurisation de la cabine de l'aéronef, de dégivrage des ailes et pour la pressurisation des réservoirs de carburant. Du fait de cette liaison entre les dispositifs d'alimentation en air, des vapeurs de carburant peuvent notamment se propager de manière indésirable dans le système. Pour pallier à ce dernier inconvénient, des systèmes de pressurisation d'un aéronef permettant une ségrégation du dispositif d'alimentation en air de pressurisation du réservoir d'au moins un des autres dispositifs d'alimentation en air de pressurisation ont été mis au point. Il est possible de prélever de l'air au niveau d'un étage amont de compresseur de turbomachine pour l'alimentation d'un dispositif de pressurisation du réservoir indépendant des autres dispositifs d'alimentation en air de l'aéronef. Ces autres dispositifs d'alimentation en air sont alors alimentés en air de pressurisation à partir d'air prélevé depuis un étage aval de compresseur situé en aval de l'étage amont, dans la mesure où les besoins en termes de débit et pression de ces autres dispositifs sont souvent supérieurs à celui nécessaire pour la pressurisation du réservoir. Dans un tel dispositif de pressurisation du réservoir, la canalisation de prélèvement au niveau de l'étage amont peut petre amenée à traverser une cavité où est prélevé l'air des autres dispositifs d'alimentation en air, du fait des différentes contraintes de construction de la turbomachine. En cas de rupture de la canalisation au niveau de la cavité, l'air prélevé à l'étage aval qui est plus chaud se mélange à l'air prélevé à l'étage amont pour alimenter le dispositif de pressurisation du réservoir. Il en découle un risque accru d'inflammation du carburant dans le réservoir avec des conséquences dramatiques pour l'aéronef. Par ailleurs, il existe des dispositifs d'alimentation en air de pressurisation des réservoirs comprenant des moyens de refroidissement de l'air de pressurisation des réservoirs qui comprennent un échangeur de chaleur air-air dimensionné pour permettre un refroidissement suffisant de l'air alimentant les réservoirs de l'aéronef même en cas de rupture de la canalisation au niveau de la cavité. Néanmoins ces dispositifs présentent l'inconvénient d'être lourds et encombrants ce qui a pour conséquence d'augmenter la consommation de carburant de l'aéronef en vol. Ils sont par ailleurs difficiles à monter sur l'aéronef. Aussi existe-t-il un besoin pour un système d'alimentation en air de pressurisation d'un aéronef comprenant un dispositif de pressurisation d'un réservoir de poids et d'encombrement limités, qui soit facile à fabriquer et à monter, et qui permette de limiter l'augmentation de la température du réservoir en cas de rupture de la canalisation d'alimentation du dispositif de pressurisation du réservoir au niveau de la cavité. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention vise à résoudre au moins partiellement les problèmes rencontrés dans les solutions de l'art antérieur. Elle a notamment pour but de proposer un système d'alimentation en air de pressurisation d'un aéronef comprenant un dispositif de pressurisation d'un réservoir de poids et d'encombrement limités, qui soit facile à fabriquer et à monter, et qui permette de limiter l'augmentation de la température du réservoir en cas de rupture de la canalisation d'alimentation du dispositif de pressurisation du réservoir au niveau de la cavité. A cet égard, l'invention a pour objet un système d'alimentation en air de pressurisation d'un aéronef à partir d'air prélevé depuis un compresseur de turbomachine, le système de pressurisation comprenant : un dispositif d'alimentation en air de pressurisation d'un réservoir de carburant d'aéronef, un dispositif d'alimentation en air pour le dégivrage de l'aéronef et/ou en air de pressurisation cabine, le système de pressurisation comprenant un compresseur, le compresseur comprenant : - un port de prélèvement amont d'air de pressurisation du réservoir, un port de prélèvement aval d'air situé en aval du port de prélèvement amont, le système comprenant de plus une canalisation raccordée au port de prélèvement amont et une cavité raccordée au port de prélèvement aval, la canalisation traversant la cavité le long d'une portion de canalisation, le dispositif de pressurisation du réservoir étant raccordé à la canalisation, le dispositif d'alimentation en air pour le dégivrage et/ou en air de pressurisation cabine étant raccordé à la cavité, le dispositif de pressurisation du réservoir comprenant un dispositif de sécurité configuré pour la surveillance et la coupure de l'alimentation en air de pressurisation en cas de rupture de la canalisation au niveau de la portion de canalisation, le dispositif de sécurité comprenant au moins une vanne, un capteur de température configuré pour mesurer la température de l'air dans la canalisation et un moyen de commande de la vanne, le moyen de commande de la vanne étant configuré pour actionner la fermeture de la vanne lorsque la température mesurée par le capteur dépasse une valeur limite. Du fait de la configuration du système d'alimentation en air de pressurisation de l'aéronef, le dispositif de pressurisation du réservoir est partiellement indépendant d'un dispositif de dégivrage et/ou d'un dispositif de pressurisation de la cabine. Il en découle notamment un risque moindre de propagation indésirable de vapeurs de carburant dans le système. Le dispositif de sécurité permet d'éviter une augmentation dangereuse de la température des réservoirs à cause de l'injection d'air de pressurisation trop chaud. Par ailleurs, notamment du fait de l'absence d'un échangeur air-air placé dans la veine secondaire pour refroidir l'air de pressurisation des réservoirs, l'encombrement et le poids du système sont limités et le système d'alimentation en air de pressurisation est relativement facile à intégrer à l'aéronef. La valeur limite est supérieure à la valeur de température normalement mesurée par le capteur en fonctionnement nominal, c'est-à-dire en cas de prélèvement de l'air de pressurisation du réservoir uniquement au port de prélèvement amont. La valeur limite est choisie, en fonction du capteur, pour correspondre à la mesure de la température de l'air de pressurisation traversant la canalisation en cas de rupture de la canalisation au niveau de la cavité dans un temps raisonnable avec une marge d'erreur raisonnable. La quantité d'air prélevée pour la pressurisation des réservoirs peut fluctuer de manière notable. C'est pourquoi, le système comprend un capteur de température plutôt qu'un capteur de pression à partir duquel il serait théoriquement possible de déduire la température de l'air traversant la canalisation à partir d'une équation d'état. L'invention peut comporter de manière facultative une ou plusieurs des caractéristiques suivantes combinées entre elles ou non : La vanne est de préférence une vanne binaire configurée pour être ouverte en fonctionnement nominal et fermée en cas de rupture de la canalisation au niveau de la cavité. A titre d'alternative, la vanne pourrait éventuellement comprendre plusieurs positions d'ouverture et de fermeture pour adapter le débit en fonction de la température de l'air prélevé, tout en respectant la contrainte de température de maximum admissible. La canalisation forme de préférence un échangeur thermique entre l'air de pressurisation qui la traverse et l'air extérieur ambiant. L'air extérieur ambiant joue alors le rôle de source froide. De manière générale, l'air extérieur ambiant est l'air au contact de la canalisation. Il s'agit de préférence de l'air directement présent dans la nacelle. En fonctionnement nominal, la canalisation est le principal échangeur thermique, de préférence le seul, du dispositif de pressurisation du réservoir. La canalisation est alors configurée pour permettre un refroidissement suffisant de l'air de pressurisation avant qu'il parvienne au réservoir. Le capteur de température est de préférence un thermocouple, c'est-à- dire un capteur de température dont le fonctionnement est basé sur l'effet Seebeck. Un thermocouple présente l'avantage d'avoir un temps de réponse suffisamment court pour permettre de fermer la vanne avant que la température de l'air de pressurisation du réservoir n'ait augmentée de manière trop importante. De plus, il suffit de placer le capteur de température à proximité ou à l'intérieur de la canalisation suffisamment proche du port de prélèvement amont pour compenser la plus grande imprécision du thermocouple par rapport à d'autres types de capteurs, par exemple un capteur de température dont la mesure est basée sur une variation de la résistance électrique qui sont généralement connus sous le nom de « capteur RTD ». La valeur limite est variable en fonction d'une mesure de température de l'air extérieur ambiant. En particulier, la valeur limite est déterminée en prenant une marge qui est croissante en fonction de l'augmentation de la température de l'air extérieur ambiant. Ce calibrage de la valeur limite permet de trouver plus aisément un compromis entre la limitation du nombre de fausses alertes et une détection suffisamment fiable et rapide en cas de rupture de la canalisation au niveau de la cavité. Le compresseur est de préférence un compresseur axial haute pression de turbomachine comprenant au moins étage amont dans lequel débouchent le port de prélèvement amont et un étage aval dans lequel débouche le port de prélèvement aval. L'invention porte aussi sur une structure pour aéronef comprenant un réservoir de carburant et une turbomachine comprenant le compresseur, la structure comprenant également un système de pressurisation tel que défini ci-dessus. De préférence, la turbomachine comprend du lubrifiant et un capteur de température de lubrifiant, le capteur de température configuré pour mesurer la température de l'air dans la canalisation étant un thermocouple, le thermocouple comprenant une soudure froide située à proximité du capteur de température de lubrifiant de manière à ce que le capteur de température de lubrifiant puisse également mesurer la température de la soudure froide. Le thermocouple comprend notamment deux soudures reliant deux matériaux conducteurs, la température d'une des soudures étant connue, la différence de potentiel mesurée entre les deux matériaux conducteurs permet de déduire la température au niveau de l'autre soudure. En plaçant la soudure froide à proximité du capteur de lubrifiant de la turbomachine, le capteur de lubrifiant permet de mesurer à la fois la température du lubrifiant, en pratique généralement de l'huile, et celle de la soudure. Comme il n'est ni nécessaire de placer la soudure à proximité d'un thermostat ou de prévoir un capteur de température supplémentaire pour mesurer la température de la soudure, la configuration du dispositif de sécurité reste simple. La structure pour aéronef peut également comprendre un pylône de liaison de la turbomachine à l'aéronef et au moins une attache de la turbomachine au pylône, la canalisation étant configurée pour acheminer l'air de pressurisation depuis le compresseur le long du pylône vers le réservoir. L'invention se rapporte également à un assemblage pour aéronef comprenant deux systèmes de pressurisation chacun tel que défini ci-dessus. Comme l'aéronef comprend au moins deux systèmes de pressurisation, en cas de rupture de la canalisation au niveau de la cavité d'un des systèmes, l'air de pressurisation du réservoir est prélevé au niveau de l'autre système. En particulier, chaque système peut être notamment configuré pour que l'air de pressurisation prélevé à partir d'un seul système suffise pour assurer une pressurisation suffisante de chaque réservoir jusqu'à l'arrêt de l'aéronef. L'invention concerne de plus un procédé d'alimentation en air de pressurisation d'un réservoir de carburant à l'aide d'un dispositif de pressurisation tel que défini ci-dessus, le procédé comprenant une étape de mesure de la température de l'air dans la canalisation, la température mesurée étant comparée à une valeur limite de manière à ce que, si la température mesurée dépasse la valeur limite, le moyen de commande actionne la fermeture de la vanne. Le capteur de température peut notamment se trouver à l'intérieur ou à l'extérieur de la canalisation. Il peut mesurer directement la température de l'air traversant la canalisation ou indirectement cette température, par exemple en mesurant la température d'une paroi de la canalisation. De préférence le capteur de température mesure directement la température de l'air dans la canalisation. Par ailleurs, l'invention porte sur un procédé de test du dispositif de sécurité du système de pressurisation de la structure telle que définie ci-dessus durant le fonctionnement de la turbomachine, le procédé de test du dispositif de sécurité comprenant: une étape, avant tout prélèvement d'air de pressurisation du réservoir, durant laquelle la vanne est fermée durant un laps de temps suffisant pour l'acquisition d'au moins une première mesure par le capteur de température, une étape de commandement de l'ouverture de la vanne avec acquisition d'au moins une deuxième mesure par le capteur de température, étape durant laquelle la comparaison de la première mesure de température et de la deuxième mesure de température permet la déduction de l'état d'ouverture de la vanne. Le dispositif de sécurité est configuré pour actionner la fermeture de la vanne que dans des cas d'urgence qui sont censés rester relativement rares. Par conséquent, il peut être utile de prévoir un procédé de test du dispositif de sécurité pour en vérifier le bon fonctionnement. De préférence, plusieurs mesures de température sont effectuées à chaque fois afin de réduire les risques d'erreurs de mesure. De plus, le capteur peut comprendre également des moyens de contrôle configurés pour réaliser des tests de cohérence entre différentes mesures, ce qui permet de garantir l'intégrité du capteur. Durant la première étape, le capteur effectue une première mesure. Comme aucun réservoir de l'aéronef n'a été alimenté en air de pressurisation, l'ouverture de la vanne entraîne un brusque appel d'air qui se traduit notamment par une augmentation notable de la température mesurée par le capteur. Cette brusque augmentation de température signifie que la commande d'ouverture de la vanne fonctionne. A l'inverse si aucune augmentation significative de la température n'est observée, il est possible de déduire que la commande d'ouverture de la vanne ne fonctionne pas de manière satisfaisante ou que la vanne n'était pas fermée initialement. Dans ce cas, il est nécessaire de prévoir une révision du dispositif de pressurisation ou au moins du dispositif de sécurité. Le procédé de test du dispositif de sécurité peut comprendre notamment une étape préalable de commandement de la fermeture de la vanne, lors du fonctionnement de la turbomachine avant tout prélèvement d'air de pressurisation du réservoir. En particulier, l'invention concerne également un procédé de test du dispositif de sécurité du système de pressurisation de la structure telle que définie ci-dessus durant le fonctionnement de la turbomachine, le procédé de test du dispositif de sécurité comprenant : une étape de commandement de fermeture de la vanne, avant tout prélèvement d'air de pressurisation du réservoir, étape durant laquelle le régime de fonctionnement de la turbomachine est configuré pour générer un appel d'air suffisant vers le réservoir, par exemple lorsqu'un régime de ralenti moteur est atteint ou sensiblement atteint, pour l'acquisition d'au moins une première mesure par le capteur, la comparaison de la première mesure à une valeur de référence permettant la déduction de l'état de fermeture de la vanne. En régime de ralenti moteur, si la première mesure de température est suffisamment faible ou qu'il n'est constaté aucune augmentation significative de la température lors de la première série de mesures de température, il est possible de déduire que la commande de fermeture de la vanne fonctionne, sous réserve que le capteur ne soit pas défectueux. En effet, si la commande de fermeture de la vanne est défectueuse, c'est-à-dire si la vanne est restée ouverte, ce qui est sa position habituelle, alors le capteur observe une augmentation de la température dans la canalisation du fait d'un appel d'air en provenance du réservoir. Dans ce cas, il est nécessaire de procéder à une révision du dispositif de sécurité. Le régime de ralenti moteur présente l'avantage de générer une pression suffisante pour induire un appel d'air important à destination du réservoir, lorsque le réservoir se trouve dans un état non pressurisé. Enfin, l'invention concerne un procédé de test du dispositif de sécurité du système de pressurisation de la structure telle que définie ci-dessus durant le fonctionnement de la turbomachine, le procédé de test du dispositif de sécurité comprenant: - une étape de commandement de fermeture de la vanne, avant tout prélèvement d'air de pressurisation du réservoir, étape durant laquelle le régime de fonctionnement de la turbomachine est configuré pour générer un appel d'air suffisant vers le réservoir, par exemple lorsqu'un régime de ralenti moteur est atteint ou sensiblement atteint, pour l'acquisition d'au moins une première mesure par le capteur, la comparaison de la première mesure à une valeur de référence permettant la déduction de l' état de fermeture de la vanne, - une étape de commandement de l'ouverture de la vanne avec acquisition d'au moins une deuxième mesure par le capteur de température, étape durant laquelle la comparaison de la première mesure de température et de la deuxième mesure de température permet la déduction de l'état d'ouverture de la vanne. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS La présente invention sera mieux comprise à la lecture de la description d'exemples de réalisation, donnés à titre purement indicatif et nullement limitatif, en faisant référence aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 représente une vue schématique en coupe longitudinale d'un aéronef comprenant un système de pressurisation selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention; les figures 2a et 2b sont des agrandissements partiels de la figure 1 selon une vue schématique en demi-coupe longitudinale, respectivement lorsque le système de pressurisation est en fonctionnement nominal et en cas de panne du système; la figure 3 est une vue schématique partielle agrandie en coupe du système de pressurisation du mode de réalisation de la figure 1 en fonctionnement; la figure 4 est un graphique comparant les caractéristiques de différents types de capteurs pour le système de pressurisation du mode de réalisation de la figure 1; la figure 5 illustre de manière schématique un procédé d'alimentation en air de pressurisation par le système de pressurisation du mode de réalisation de la figure 1; la figure 6 illustre de manière schématique un procédé de test du système de pressurisation de la figure 1. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS Des parties identiques, similaires ou équivalentes des différentes figures portent les mêmes références numériques de façon à faciliter le passage d'une figure à l'autre. La figure 1 représente de manière schématique un aéronef 1 comprenant une turbomachine 2, au moins un réservoir 52, une cabine 56 et un ensemble 54 comprenant au moins une aile. L'aéronef 1 comprend également une nacelle (non représentée) dans laquelle se trouve la turbomachine 2, ainsi qu'un système d'alimentation en air de pressurisation 20. Un pylône 7 de liaison relie la turbomachine 2 à l'aéronef 1. La turbomachine 2 est fixée au pylône de liaison de manière classique au moyen d'un ensemble d'attaches 9. La turbomachine 2 est une turbomachine qui peut être de diverse nature, par exemple une turbomachine à double flux. Elle est notamment sensiblement de révolution autour d'un axe 3 principal de turbomachine 2. Elle comprend de préférence approximativement d'amont en aval des aubes 6 de soufflante entourées par un carter 5, des aubes de redressement 8 reliées au stator 4 de la turbomachine 2, des aubes de compresseur basse pression 10 ainsi que des aubes d'un compresseur haute pression 30 qui alimente en air de pressurisation au moins une chambre de combustion 14. La turbomachine comporte également un récepteur comprenant une turbine haute pression 16, une turbine basse pression 18 et une tuyère 19. Le compresseur basse pression 10 et la turbine basse pression 18 sont reliés de préférence mécaniquement par un arbre (non représenté) en formant un corps basse pression. De même, le compresseur haute pression 30 et la turbine haute pression 30 sont de préférence reliés mécaniquement par un arbre (non représenté) en formant un corps haute pression. En référence conjointe à la figure 1, à la figure 2a et à la figure 2b, le système de pressurisation 20 est situé généralement au moins en partie à l'intérieur de la turbomachine 2. En particulier, le système de pressurisation 20 comprend un compresseur alimentant le système 20 en air de pressurisation, qui est de préférence le compresseur haute pression 30. Dans ce cas, le compresseur haute pression 30 est notamment un compresseur axial haute pression. A titre d'alternative, l'air de pressurisation pourrait aussi éventuellement être prélevé au niveau du compresseur basse pression 10 ou un compresseur externe. Le compresseur 30 du système de pressurisation 20 comprend un port de prélèvement amont 32 d'air de pressurisation du réservoir 52 et un port de prélèvement aval 34 d'air situé en aval du port de prélèvement amont 32. La température de l'air prélevé au niveau du port de prélèvement amont 32 est de préférence inférieure à 300 °C, celle de l'air prélevé au niveau du port de prélèvement aval 34 est de préférence inférieure à 400°C. Le port de prélèvement amont 32 est par exemple situé au deuxième étage 31 du compresseur haute pression 30 et le port de prélèvement aval 34 est par exemple situé au quatrième étage 35 du compresseur 30. L'air de pressurisation prélevé à partir du compresseur 30 alimente au moins deux dispositifs d'alimentation en air du système 20, un dispositif d'alimentation en air de pressurisation 40 du réservoir 52 et un dispositif 60 d'alimentation en air pour le dégivrage de l'aéronef 1 et/ou en air de pressurisation cabine 56. Le dispositif de pressurisation 40 du réservoir 52 et le dispositif d'alimentation 60 en air pour le dégivrage de l'aéronef 1, notamment l'ensemble 54, et/ou la pressurisation de la cabine 56 sont au moins partiellement indépendants. Ils sont notamment alimentés chacun en air de pressurisation à partir respectivement du port de prélèvement amont 32 et du port de prélèvement aval 34. De préférence, le dispositif d'alimentation en air 60 comprend à la fois un dispositif d'alimentation en air pour le dégivrage de l'ensemble 52 de l'aéronef et un dispositif de pressurisation cabine 56. En règle générale, l'aéronef 1 comprend plusieurs réservoirs de carburant 52. Les dispositifs 40 d'alimentation en air de pressurisation sont alors de préférence tous connectés fluidiquement entre eux pour former en commun un unique système de pressurisation des reservoirs 52 répartissant l'air de pressurisation en fonction des besoins de chaque réservoir 52. En référence plus spécifiquement aux figures 2a, 2b, le système de pressurisation 20 comprend une canalisation 42 raccordée au port de prélèvement amont 32 et une cavité 62 également connue sous le nom de « cavité IP ou cavité Intermediate Pressure » raccordée au port de prélèvement aval 34, la canalisation 42 traversant la cavité 62 le long d'une portion de canalisation 42a. Le dispositif de pressurisation 40 du réservoir 52 est raccordé à la canalisation 42 qui achemine de l'air de pressurisation des réservoirs selon la flèche 102. Le dispositif 60 d'alimentation en air pour le dégivrage et/ou en air de pressurisation cabine 56 est raccordé à la cavité 62. La cavité 62 est reliée fluidiquement à un conduit 64 en vue d'alimenter le dispositif 60 d'alimentation en air selon la flèche 122 pour le dégivrage de l'ensemble 52 de l'aéronef et/ou d'alimentation en air de pressurisation cabine 56. Dans la mesure où les contraintes et spécificités détaillées du système de pressurisation 20 ne sont pas toujours prioritaires lors de la conception d'un modèle d'aéronef 1, il est nécessaire d'adapter le système de pressurisation 20 au mieux en tenant compte de la contrainte de la canalisation 42 traversant la cavité 62 et le risque correspondant d'air trop chaud dans le dispositif 40 de pressurisation du réservoir 52. En référence à la figure 2a, la configuration du système de pressurisation 20 est celle du régime de fonctionnement nominal. L'air dans la cavité 62 ne se mélange pas avec celui qui provient du port de prélèvement amont 32. La canalisation 42 forme un échangeur thermique 45 entre l'air de pressurisation qui la traverse et l'air extérieur ambiant. En particulier, l'air de pressurisation peut être refroidi de manière conséquente à proximité du pylône 7 par l'air extérieur dans l'atmosphère qui joue le rôle de source froide. Dans ce cas, l'air extérieur utilisé pour le refroidisemment de l'air de pressurisation est de préférence l'air circulant dans la nacelle (non représentée). En référence à la figure 2b, le système de pressurisation 20 est représenté dans une configuration de panne où la canalisation 42 est endommagée au niveau de la cavité le long d'une portion 42a. Il suffit qu'il y ait un mélange dans la cavité 62 de l'air en provenance du port de prélèvement 32 et de celui en provenance du port de prélèvement aval 34 pour caractériser la « rupture de la canalisation 42 ». En d'autres termes, il n'y a plus de ségrégation entre l'air de pressurisation en provenance du port de prélèvement amont 32 et celui du port de prélèvement aval 34. L'air qui traverse la canalisation 42 dans la direction de la flèche 102 est plus chaud qu'en fonctionnement nominal. A l'inverse, l'air qui traverse le conduit 64 est plus froid qu'en fonctionnement nominal. Comme le dispositif d'alimentation en air de pressurisation 40 est configuré pour être optimisé pour le fonctionnement en régime nominal en vue de limiter le poids, l'encombrement du système 20 et de faciliter son montage sur l'aéronef 1, l'air de pressurisation selon la flèche 102 risquerait d'être insuffisamment refroidi en parvenant au réservoir 52. Cela peut avoir des conséquences catastrophiques pour l'aéronef 1. Pour pallier à cette situation, tout en conservant les avantages en termes de poids, d'encombrement et de facilité relative d'installation du système 20, le dispositif de pressurisation 40 du réservoir 52 comprend un dispositif de sécurité 70. Le dispositif de sécurité 70 est décrit plus en détail en référence aux figures 3 à 6. Il est notamment configuré pour la surveillance et la coupure de l'alimentation en air de pressurisation en cas de rupture de la canalisation 42 au niveau de la portion de canalisation 42a. Le dispositif de sécurité 70 comprend au moins une vanne 72, un capteur de température 74 configuré pour mesurer la température de l'air dans la canalisation 42 et un moyen de commande 76 de la vanne 72. En référence plus spécifiquement à la figure 3, la canalisation 42 est configurée pour acheminer l'air de pressurisation du réservoir 52 depuis le compresseur 30 le long du pylône 7 vers le réservoir 52. Chaque dispositif de pressurisation 40 s'étend notamment sur une large partie de l'aéronef 1 dans le corps de l'aéronef 1 entre la turbomachine 2 et le réservoir de carburant 52. En fonctionnement nominal l'air de pressurisation s'écoule dans la canalisation 42 successivement selon les directions 106, 107 et 108. En cas de rupture de la canalisation 42 au niveau de la portion 42a, il n'y a plus ou presque plus d'écoulement d'air de pressurisation dans la direction de la flèche 108. De préférence, l'aéronef 1 comprend notamment deux dispositifs de pressurisation 40. En cas de rupture de la canalisation 42 d'un des systèmes 20 au niveau de la portion 42a, l'air de pressurisation du réservoir 52 est prélevé au niveau de l'autre système 20. Chaque réservoir 52 reste alimenté en air de pressurisation par l'autre système de pressurisation 20 de l'aéronef 1. En particulier, chaque système 20 est configuré pour que l'air de pressurisation prélevé à partir d'un seul système 20 suffise pour assurer une pressurisation suffisante de chaque réservoir 52 jusqu'à l'arrêt de l'aéronef 1. Dans ce cas, chaque dispositif de sécurité 70 de chaque dispositif de pressurisation 40 est notamment configuré pour maintenir la vanne 72 fermée lorsqu'une surtempérature de l'air de pressurisation dans l'une des canalisations 42 a été détectée jusqu'à l'arrêt total de l'aéronef 1. En conséquence, la vanne 72 est de préférence une vanne binaire configurée pour être ouverte en fonctionnement nominal et fermée hermétiquement en cas de rupture de la canalisation 42 au niveau de la portion 42a. A titre d'alternative, la vanne 72 pourrait éventuellement comprendre plusieurs positions d'ouverture et de fermeture. L'intérêt d'une vanne 74 avec de multiples positions d'ouverture et de fermeture est fortement réduit du fait de la pluralité de systèmes de pressurisation 20. En raison de coûts et du risque encouru par l'aéronef 1 en cas d'arrivée d'air trop chaud dans les réservoirs 52, il est préférable d'utiliser une vanne binaire 72 configurée pour fermer sensiblement hermétiquement la vanne 72 dans le cas de panne évoqué ci-dessus. Le moyen de commande 76 de la vanne 72 comprend des moyens mécaniques d'actionnement de la vanne (non représentés) et des moyens de traitement (non représentés) des données du capteur 74 dont le fonctionnement est basé sur un procédé qui sera décrit plus en détail en référence à la figure 5. Les moyens de traitement (non représentés) sont également configurés pour mettre un oeuvre un ou plusieurs procédés de test représentés à la figure 6. Le moyen de commande 76 est configuré pour actionner la fermeture de la vanne 72 lorsque la température T mesurée par le capteur 74 dépasse une valeur limite Tlim. La valeur limite Tlim est déterminée en fonction du capteur 74 et de la contrainte de température maximum à ne pas dépasser pour pressuriser chaque réservoir 52. La valeur limite Tlim est variable en fonction d'une mesure Text de température de l'air extérieur ambiant. La valeur limite Tlim est déterminée en prenant une marge qui est croissante en fonction de l'augmentation de la température de l'air extérieur ambiant Text. La valeur limite Tlim est de préférence calibrée pour varier de 150°C à 300°C. La valeur limite est déterminée pour correspondre à la mesure de la température T de l'air de pressurisation traversant la canalisation 42 en cas de rupture de la canalisation 42 au niveau de la cavité 62 dans un temps raisonnable avec une marge d'erreur raisonnable. Au vu des conséquences pour l'aéronef 1, la marge d'erreur de détection d'une panne du système 20 est très faible. Un temps raisonnable correspond à une durée pendant laquelle la température dans le réservoir 52 n'augmente pas suffisamment pour faire courir un risque à l'aéronef 1. Ces contraintes, en particulier la contrainte de temps de réponse, sont d'autant plus difficiles à satisfaire que le débit d'air de pressurisation traversant la canalisation 42 est relativement faible par rapport aux flux rencontrés dans la turbomachine 2. Il en résulte d'autant plus de contraintes du dispositif de sécurité 70, notamment au niveau du choix du capteur de température 74. Le capteur de température 74 est de préférence un thermocouple. Le capteur de température peut notamment se trouver à l'intérieur ou à l'extérieur de la canalisation 42. Il peut mesurer directement la température de l'air traversant la canalisation 42 ou indirectement cette température, par exemple en mesurant la température d'une paroi de la canalisation 42. De préférence, le capteur de température 74 se trouve à l'intérieur de la canalisation 42, le capteur 74 mesurant directement la température de l'air de pressurisation. Le choix d'un thermocouple pour mesurer la température de l'air de pressurisation traversant la canalisation 42 est notamment guidé par le graphe de la figure 4. Ce graphe représente le temps de réponse du capteur 74 en fonction de la température de l'air de pressurisation traversant la canalisation 42, lorsque le capteur 74 est correctement positionné par rapport au port de prélèvement amont 32. La courbe a est le temps de réponse d'un thermocouple, la courbe b est le temps de réponse d'un capteur 74 de facture classique, de type « RTD », et la droite S est le seuil de température correspondant à la température limite Tlim. Il résulte de ce graphique que le temps de réponse d'un thermocouple est environ 5 fois plus rapide qu'un capteur de température classique dont le fonctionnement est basé sur la variation de la résistance d'un matériau en fonction de la température, également connu sous le nom de « capteur RTD ». En référence de nouveau à la figure 3, le capteur de température 74 est placé à proximité du port de prélèvement amont 32. Le positionnement du capteur de température 74 s'effectue notamment en tenant compte du fait que le capteur 74 doit être suffisamment éloigné du port de prélèvement amont 32 pour que la mesure soit lissée. C'est-à-dire que le capteur 74 est placé suffisamment loin du port de prélèvement amont 32 pour que la mesure ne soit pas perturbée par les variations de température et de débits non significatifs de l'air de pressurisation du réservoir 52. Par ailleurs, le capteur de température 74 doit être suffisamment proche du port de prélèvement amont 32 pour que l'amplitude des variations de la température mesurée soit suffisante pour distinguer le cas de rupture de la portion 42a du cas où le système est en fonctionnement nominal. De plus, plus le capteur 74 est proche du port de prélèvement amont 32, plus le temps de réponse global du système d'alimentation en air de pressurisation 20 sera faible, l'élévation de température étant alors détectée au plus tôt. La recherche d'un compromis acceptable pour la position du capteur 74 dépend de la nature du capteur 74 et relève des connaissances générales et des compétences normales de l'homme du métier. Dans le cas préférentiel où le capteur 74 est un thermocouple, il suffit de placer le capteur de température, à l'intérieur de la canalisation 42, plus proche du port de prélèvement amont 32 pour compenser la plus grande imprécision du thermocouple par rapport à d'autres types de capteurs. Le thermocouple 74 comprend une soudure chaude et une soudure froide. Le dispositif de sécurité 70 peut être optimisé lorsque la soudure froide est située à l'intérieur de la turbomachine 2 à proximité d'un capteur de température de lubrifiant 17. Le capteur de température de lubrifiant 17 de la turbomachine mesure alors à la fois la température du lubrifiant, en pratique de l'huile, et la température T50i, de la soudure froide. Cette configuration permet de tirer partie de la présence d'un capteur préexistant, nécessaire au bon fonctionnement de la turbomachine 2. Elle permet d'éviter d'avoir à placer une des soudures du thermocouple 74 à proximité d'un thermostat. Par ailleurs, du fait des contraintes de construction de l'aéronef 1 déjà évoquées, il est difficile d'augmenter le nombre de capteurs dans l'aéronef 1. Cette configuration permet de s'accommoder de cet inconvénient. Le procédé de fonctionnement des moyens de traitement (non représentés) du moyen de commande 76 est détaillé en référence à la figure 5. Le procédé d'alimentation en air de pressurisation du réservoir 52 de carburant à l'aide du dispositif de pressurisation 20 comprend une étape 210 de mesure de la température T de l'air dans la canalisation 42. La température T mesurée est ensuite comparée à la valeur limite Tlim comme représenté par la boite 220 de manière à ce que, si la température T mesurée dépasse la valeur limite Tlim, le moyen de commande 76 actionne la fermeture de la vanne 72 conformément à la boite 240. La figure 6 représente de manière schématique la mise en oeuvre d'un procédé de test du dispositif de sécurité 70. Seule une partie de ce test peut être réalisée. Des procédés de test du dispositif de sécurité 70 simplifiés comme ceux proposés ci-dessous peuvent également être mis en oeuvre. Ce ou ces procédés sont également mis en oeuvre par les moyens de traitement (non représentés) du moyen de commande 76. De manière préférée, le procédé de test du dispositif de sécurité 70 se déroule à partir d'une situation de départ représentée par la boite 310 où la turbomachine 2 est en fonctionnement et où aucun air de pressurisation du réservoir 52 n'a été injecté dans le réservoir 52 depuis un certain temps ou même depuis le démarrage de la turbomachine 2. Le procédé comprend une étape de commandement de fermeture de la vanne 72, représentée par la boite 330, étape durant laquelle le régime fonctionnement de la turbomachine 2 génère un appel d'air suffisant vers le réservoir 52. Le régime de la turbomachine 2 est par exemple un régime de ralenti moteur ou un régime de turbomachine 2 où le régime de ralenti moteur est sensiblement atteint. Durant cette étape, le capteur 74 réalise l'acquisition d'au moins une première mesure T1, de préférence une première série de mesures T1. Lors de cette étape, conformément à la boite 350, la première mesure T1 est comparée à une valeur de référence TO, ce qui permet la déduction de l'état de fermeture de la vanne 72. Si la température T1 est significativement supérieure à TO, cela peut signifier que la vanne ne s'est pas fermée. De l'air de pressurisation, qui est de température élevée, traverse la canalisation 42. Par mesure de précaution, le dispositif de sécurité 70 nécessite une révision. Il est alors possible d'arrêter le procédé de test dans ce cas. Cette situation est représentée par la boite 380. Au contraire si la température T1 est de l'ordre de grandeur de TO ou inférieure à TO, il est normalement possible de déduire que la vanne 72 est fermée suite au commandement de la fermeture de la vanne 72. Cette situation est représentée par la boite 360. Le procédé de test du dispositif de sécurité de la vanne 72 comprend alors de préférence une deuxième étape qui débute avec le commandement de l'ouverture de la vanne 72, conformément à la boite 410. Cette deuxième étape se poursuit avec l'acquisition d'au moins une deuxième mesure T2 par le capteur de température 74, de préférence une série de mesures T2. La première mesure T1 est ensuite comparée avec de la deuxième mesure de température T2, ce qui permet la déduction de l'état d'ouverture de la vanne 72. Si la température T2 est significativement supérieure à a température T1, un afflux d'air chaud a traversé la canalisation 42 ce qui signifie que la vanne 72 s'est ouverte suite au commandement de l'ouverture de la vanne 72. A l'inverse si T2 est de l'ordre de grandeur de T1 ou inférieure à T1, cela signifie normalement que la vanne 72 est restée fermée. Il est alors utile de procéder à une révision du dispositif de sécurité 70. Comme cela vient d'être mentionné, le procédé de test du dispositif de sécurité 70 peut ne comprendre que la première étape représentée schématiquement par les boites 310, 330, 350, 360 et 380. Autrement dit, l'invention porte également sur un procédé de test du dispositif de sécurité 70 du système de pressurisation 40, durant le fonctionnement de la turbomachine 2, comprenant une étape de commandement de fermeture de la vanne 72, avant tout prélèvement d'air de pressurisation du réservoir 52, étape durant laquelle le ralenti moteur est atteint ou sensiblement atteint pendant suffisamment de temps pour l'acquisition d'au moins une première mesure T1 par le capteur de température 74. La première mesure T1 est ensuite comparée à une valeur de référence TO, ce qui permet de déduire l'état de fermeture de la vanne 72. A l'inverse, la vanne 72 est de préférence configurée pour se fermer facilement en cas de besoin. Dans ce cas, il est envisageable de supprimer la première étape du procédé de test. De plus, il peut être intéressant de réaliser la deuxième étape du test indépendamment de la première étape. L'invention concerne alors un procédé de test du dispositif de sécurité 70 du système de pressurisation 40, qui se déroule à partir d'une situation de départ représentée par la boite 410 où la turbomachine 2 est en fonctionnement et où aucun air de pressurisation du réservoir 52 n'a été injecté dans le réservoir 52 depuis un certain temps ou même depuis le démarrage de la turbomachine 2. Durant cette étape, la vanne 72 est fermée durant un laps de temps suffisant pour l'acquisition d'au moins une première mesure T1, de préférence une série de mesures T1, par le capteur de température 74. Elle se poursuit par le commandement de l'ouverture de la vanne 72 et l'acquisition d'au moins une deuxième mesure T2, de préférence une série de mesures, par le capteur de température 74. La deuxième mesure T2 est comparée à la première mesure de température T1, ce qui permet la déduction de l'état d'ouverture de la vanne 72. Il est préférable lors du procédé de test, qu'aucune turbomachine 2 ne soit démarrée longtemps avant l'autre. Si c'était le cas, la pressurisation de chaque réservoir 52 se ferait entièrement à partir d'un seul système de pressurisation 20. L'appel d'air de pressurisation en provenance de chaque réservoir 52 pourrait ne pas être suffisant pour que le capteur 74 détecte une augmentation de température T1, T2 significative lors du test de l'autre système de pressurisation 20. Le résultat du procédé de test pour l'autre système 20 risque ainsi d'être faussé. Pour pallier à cet inconvénient, la première étape du procédé de test, c'est-à-dire l'étape de commandement de la fermeture de la vanne, est de préférence également répétée avant de conclure à une déficience du dispositif de sécurité 70. En général, les deux turbomachines 2 d'un aéronef 1 sont démarrées de manière séquentielle dans un intervalle de quelques minutes. Le risque de pressurisation de chaque réservoir à partir d'un seul système de pressurisation 20 associé à l'une des turbomachines 2 est donc relativement faible en pratique. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite sans sortir du cadre de l'exposé de l'invention. REVENDICATIONS1. Système d'alimentation en air de pressurisation (20) d'un aéronef (1) à partir d'air prélevé depuis un compresseur (30) de turbomachine (2), le système de pressurisation (20) comprenant : un dispositif d'alimentation en air de pressurisation (40) d'un réservoir (52) de carburant d'aéronef (1), un dispositif (60) d'alimentation en air pour le dégivrage de l'aéronef (1) et/ou en air de pressurisation cabine (56), le système de pressurisation (20) comprenant un compresseur (30), le compresseur (30) comprenant : un port de prélèvement amont (32) d'air de pressurisation du réservoir (52), un port de prélèvement aval (34) d'air situé en aval du port de prélèvement amont (32), le système (20) comprenant de plus une canalisation (42) raccordée au port de prélèvement amont (32) et une cavité (62) raccordée au port de prélèvement aval (34), la canalisation (42) traversant la cavité (62) le long d'une portion de canalisation (42a), le dispositif de pressurisation (40) du réservoir (52) étant raccordé à la canalisation (42), le dispositif (60) d'alimentation en air pour le dégivrage et/ou en air de pressurisation cabine (56) étant raccordé à la cavité (62), caractérisé en ce que le dispositif de pressurisation (40) du réservoir (52) comprend un dispositif de sécurité (70) configuré pour la surveillance et la coupure de l'alimentation en air de pressurisation en cas de rupture de la canalisation (42) au niveau de la portion de canalisation (42a), le dispositif de sécurité (70) comprenant au moins une vanne (72), un capteur de température (74) configuré pour mesurer la température de l'air dans la canalisation (42) et un moyen de commande (76) de la vanne (72), le moyen de commande (76) de la vanne (72) étant configuré pour actionner la fermeture de la vanne (72) lorsque la température (T) mesurée par le capteur (74) dépasse une valeur limite (Tlim). 2. Système de pressurisation (20) selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la canalisation (42) forme un échangeur thermique (45) entre l'air de pressurisation qui la traverse et l'air extérieur ambiant. 3. Système de pressurisation (20) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le capteur de température (74) est un thermocouple. 4. Système de pressurisation (20) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que la valeur limite (Tlim) est variable en fonction d'une mesure (Text) de température de l'air extérieur ambiant. 5. Structure pour aéronef (1) comprenant un réservoir (52) de carburant et une turbomachine (2) comprenant le compresseur (30), caractérisée en ce que la structure comprend également un système de pressurisation (20) selon l'une quelconque des revendications précédentes. 6. Structure selon la revendication précédente, caractérisé en ce que la turbomachine (2) comprend du lubrifiant et un capteur de température de lubrifiant (17), le capteur de température (74) configuré pour mesurer la température (T) de l'air dans la canalisation étant un thermocouple, le thermocouple (74) comprenant une soudure froide située à proximité du capteur de température de lubrifiant (17) de manière à ce que le capteur de température de lubrifiant (17) puisse également mesurer la température (T50) de la soudure froide. 7. Structure selon l'une quelconque des revendications 5 ou 6, caractérisée ce qu'elle comprend un pylône (7) de liaison de la turbomachine (2) à l'aéronef (1) et au moins une attache (9) de la turbomachine (2) au pylône (7), la canalisation (42) étant configurée pour acheminer l'air de pressurisation du réservoir (52) depuis le compresseur (30) le long du pylône (7) vers le réservoir (52). 8. Assemblage pour aéronef caractérisé en ce qu'il comprend deux systèmes de pressurisation (20) qui sont chacun selon l'une quelconque des revendications 1 à 4. 9. Procédé d'alimentation en air de pressurisation d'un réservoir (52) de carburant à l'aide d'un dispositif de pressurisation (20) selon l'une quelconque desrevendications 1 à 4, caractérisé en ce qu'il comprend une étape de mesure de la température (T) de l'air dans la canalisation (42), la température (T) mesurée étant comparée à une valeur limite (Tlim) de manière à ce que, si la température (T) mesurée dépasse la valeur limite (Tlim), le moyen de commande (76) actionne la fermeture de la vanne (72). 10. Procédé de test du dispositif de sécurité (70) du système de pressurisation (40) d'une structure selon l'une quelconque des revendications 5 à 7 durant le fonctionnement de la turbomachine (2), caractérisé en ce qu'il comprend une étape de commandement de fermeture de la vanne (72), avant tout prélèvement d'air de pressurisation du réservoir (52), étape durant laquelle le régime de fonctionnement de la turbomachine (2) est configuré pour générer un appel d'air suffisant vers le réservoir (52), par exemple lorsqu'un régime de ralenti moteur est atteint ou sensiblement atteint, pour l'acquisition d'au moins une première mesure (T1) par le capteur (74), la comparaison de la première mesure (T1) à une valeur de référence (TO) permettant la déduction de l'état de fermeture de la vanne (72).