FR 2927310 A1 20090814 FR 0800773 A 20080213 La présente invention se rapporte à nacelle de turboréacteur comprenant une section avant d'entrée d'air, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur et une section arrière équipée d'au moins un système d'inversion de poussée comprenant, d'une part, des moyens de déviation d'au moins une partie d'un flux d'air du turboréacteur, et d'autre part, au moins un capot mobile apte à passer, sous l'action d'au moins un moyen d'actionnement électromécanique, alternativement d'une position de fermeture, dans laquelle il assure la continuité aérodynamique de la nacelle et dans laquelle les moyens de déviation sont inactifs, à une position d'ouverture dans laquelle il ouvre un passage dans la nacelle et dans laquelle les moyens de déviation sont actifs. Un avion est mu par plusieurs turboréacteurs logés chacun dans une nacelle abritant également un ensemble de dispositifs d'actionnement annexes liés à son fonctionnement et assurant diverses fonctions lorsque le turboréacteur est en fonctionnement ou à l'arrêt. Ces dispositifs d'actionnement annexes comprennent notamment un système électro- ou hydromécanique d'actionnement d'un inverseur de poussée et un système électro- ou hydromécanique d'actionnement de capotages destinés à permettre des opérations de maintenance sur le turboréacteur. Le rôle d'un inverseur de poussée est, lors de l'atterrissage d'un avion, d'améliorer la capacité de freinage de celui-ci en redirigeant vers l'avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur. Dans cette phase, l'inverseur permet de renvoyer vers l'avant de la nacelle tout ou partie des flux de gaz éjectés par le turboréacteur, générant de ce fait une contre- poussée qui vient s'ajouter au freinage des roues de l'avion. Pour ce faire, un inverseur de poussée comprend de part et d'autre de la nacelle un capot mobile déplaçable entre, d'une part, une position déployée qui ouvre dans la nacelle un passage destiné au flux dévié lors d'une phase de freinage, et d'autre part, une position d'escamotage qui ferme ce passage lors du fonctionnement normal du turboréacteur ou lorsque l'avion est à l'arrêt. Actuellement ces systèmes d'actionnement sont principalement mis en oeuvre par des vérins hydrauliques ou pneumatiques. Ces vérins nécessitent un réseau de transport d'un fluide sous pression obtenu soit par piquage d'air sur le turboréacteur soit par prélèvement sur le circuit hydraulique de l'avion. Cependant, de tels systèmes sont encombrants et requièrent une maintenance importante car la moindre fuite dans le réseau hydraulique ou pneumatique peut avoir des conséquences dommageables tant sur l'inverseur que sur d'autres parties de la nacelle. Par ailleurs, les vérins hydrauliques ou pneumatiques délivrent toujours la puissance maximale disponible, ce qui entraîne une usure prématurée des équipements. Pour pallier les inconvénients liés aux systèmes pneumatiques et hydrauliques, les constructeurs et équipernentiers de nacelles ont cherché à les remplacer et à utiliser au maximum des systèmes d'actionnement électriques de manière à alléger la nacelle et à en simplifier le fonctionnement, notamment au niveau des cycles de maintenance nécessaires et de la gestion des fluides hydrauliques ou pneumatiques. Il existe déjà certains capotages de nacelles destinés à la maintenance du turboréacteur qui sont actionnées par des vérins électriques, et un inverseur de poussée actionné électriquement est décrit dans le document EP 0 843 089. Les systèmes d'actionnement électriques permettent une gestion optimale de l'énergie en fonction de la puissance réellement nécessaire au fonctionnement de ces systèmes tout en occupant moins d'espace dans la nacelle et en ne requérant pas de circuit de circulation de fluide sous pression. Ils permettent également d'intégrer des systèmes de commandes et de pilotages électroniques, tels que décrit par exemple dans les demandes françaises 04.07096, 07.07098 et 07.01058. La gestion électronique de l'actionnement du système d'inversion de poussée présente de nombreuses contraintes. Tout d'abord, la fonction d'inversion de poussée est régie par des exigences de certifications très fortes visant à assurer la sécurité du système. 25 Ce processus de certification est très coûteux. Ensuite, les fonctions de contrôle et surveillance sont généralement inclus dans un contrôleur avion (connu sous le nom de FADEC ou EEC) qui suit son propre processus de certification. Ainsi, les paramètres de surveillance et les valeurs seuil susceptibles de déclencher certaines actions sont 30 difficilement accessibles et paramétrables sans que le contrôleur avion ait à subir un nouveau cycle de certification, ce qui est très coûteux lorsque les modifications apportées se limitent à une fraction seulement des fonctionnalités gérées par le calculateur avion. La présente invention vise donc à pallier les inconvénients ci-35 dessus mentionnés et à proposer une nacelle de turboréacteur comprenant un système de commande du dispositif d'inversion de poussée optimisant ces aspects. Pour ce faire, la présente invention se rapporte à une nacelle de turboréacteur comprenant une section avant d'entrée d'air, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur et une section arrière équipée d'au moins un système d'inversion de poussée comprenant, d'une part, des moyens de déviation d'au moins une partie d'un flux d'air du turboréacteur , et d'autre part, au moins un capot mobile apte à passer, sous l'action d'au moins un moyen d'actionnement électromécanique, alternativement d'une position de fermeture, dans laquelle il assure la continuité aérodynamique de la nacelle et dans laquelle les moyens de déviation sont inactifs, à une position d'ouverture dans laquelle il ouvre un passage dans la nacelle et dans laquelle les moyens de déviation sont actifs, caractérisée en ce qu'elle comprend, d'une part, au moins une unité de contrôle de puissance apte à transformer une alimentation électrique haute tension en au moins une alimentation électrique à destination des moyens d'actionnement électromécaniques, et au moins une entrée de pilotage de ladite unité de contrôle de puissance, et d'autre part, au moins une unité de pilotage de l'unité de commande, distincte et séparée de cette dernière, et comprenant au moins une entrée de commande et au moins une sortie de pilotage destinée à être reliée à l'entrée de pilotage de l'unité de contrôle. Ainsi, en prévoyant une unité de contrôle de puissance et une unité de pilotage distinctes et séparées, chaque unité peut subir un processus de certification qui lui convient et non plus le processus de certification le plus exigeant de l'ensemble. Ceci permet également un développement des logiciels embarqués et de l'électronique de contrôle approprié au processus de certification qui sera appliqué. II en résulte une économie importante de temps et de coût de développement. Par ailleurs, la fonction de pilotage étant ainsi rendue distincte de la fonction de puissance, il est possible de regrouper les fonctions de surveillance et contrôle dans cette unité de pilotage dont le ou les logiciels embarqués et/ou les équipements électroniques peuvent être mis à jour et changés plus rapidement et sans avoir à intervenir sur d'autres éléments. Avantageusement, l'unité de pilotage comprend également au moins une sortie de commande d'au moins un moyen de verrouillage du système d'inversion de poussée. Avantageusement encore, l'unité de contrôle de puissance comprend au moins une résistance de dissipation, ou autre dispositif de dissipation, par exemple un système permettant éventuellement de récupérer l'énergie dissipée. Préférentiellement, la résistance de dissipation est externe à un boîtier de l'unité de contrôle de puissance correspondante Préférentiellement, l'unité de contrôle de puissance comprend au 10 moins un onduleurs à pilotage trapèze. On pourra également éventuellement utiliser un commande vectorielle. Préférentiellement encore, l'unité de contrôle de puissance comprend un redresseur de courant alternatif vers courant continu. Bien évidemment, dans le cas ou l'avion dispose d'un réseau électrique en courant 15 continu, il est possible d'utiliser ce courant continu. Avantageusement, l'unité de contrôle de puissance comprend un circuit de freinage comportant un interrupteur intégré. Le rôle de cet interrupteur est de simplifier la loi régissant l'ouverture de l'inverseur de poussée. 20 De manière avantageuse, l'unité de contrôle de puissance comprend au moins une entrée d'une donnée d'information de contrôle en provenance d'au moins un capteur de position et/ou un capteur de vitesse et/ou de freinage, par exemple. Préférentiellement, l'unité de contrôle de puissance comprend au 25 moins un dispositif de lissage passif ou actif de rejet de courant d'harmoniques. Avantageusement, la nacelle comprend un disjoncteur disposé entre la source de puissance électrique et l'unité de contrôle de puissance. De manière avantageuse, l'unité de contrôle de puissance et/ou l'unité de pilotage comprend au moins une entrée de données en provenance 30 d'un calculateur avion, communément appelé FADEC ou EEC. De manière préférentielle, l'unité de contrôle de puissance est disposée dans une zone dite froide de la nacelle. Préférentiellement encore, l'unité de pilotage est située en baie avionique, les coûts de certification pour implanter un dispositif à cet endroit étant beaucoup plus faibles. 35 Avantageusement, l'unité de pilotage est alimentée en courant basse tension. Ainsi, seule l'unité de contrôle, commandant les moteurs des actionneurs électromécaniques et nécessitant une forte puissance électrique disponible, dispose de cette puissance. Les éléments électroniques de l'unité de pilotage, ne requérant qu'une faible puissance électrique, l'énergie disponible depuis l'avion n'est pas gaspillée. Avantageusement encore, l'unité de contrôle de puissance et/ou l'unité de pilotage comprend au moins une sortie de données en direction d'un calculateur avion, communément appelé FADEC ou EEC. Ceci permet que certains logiciels et composants de traitement de données soient logés à l'intérieur de l'unité de pilotage. Ainsi, le contrôleur avion reçoit une donnée prétraitée, ce qui permet d'économiser ses propres ressources de calcul. Par ailleurs, ceci permet d'utiliser dans la nacelle des capteurs dits actifs, c'est-à-dire traitant directement l'information mesurée. La logique de traitement de ces mesures, et notamment les valeurs seuil auquel un ordre doit être déclenché, peut ainsi être plus facilement maîtrisée et adaptée au turboréacteur concerné. De ce fait, l'unité de pilotage comprend avantageusement au moins une entrée de données en provenance d'au moins un capteur, de type capteur de position ou d'état. La présente invention se rapporte également à un aéronef comprenant au moins deux turboréacteurs logés chacun dans une nacelle, caractérisé en ce qu'il s'agit d'une nacelle selon l'invention. Avantageusement, l'unité de pilotage est mutualisée entre au moins deux nacelles. Le nombre de boîtiers s'en trouve automatiquement réduit. Par ailleurs, l'unité de pilotage se situe ainsi dans une zone externe de la nacelle, ou dans une baie avionique, ce qui permet une meilleur dissipation thermique des composants électriques et électroniques. La mise en oeuvre de l'invention sera mieux comprise à l'aide de la description détaillée qui est exposée ci-dessous en regard du dessin annexé. La figure 1 est une représentation schématique simplifiée d'un système selon l'invention équipant deux nacelles de turboréacteurs. La figure 2 est une représentation schématique d'un premier mode de réalisation d'un système de commande équipant une nacelle selon l'invention. La figure 1 représente schématiquement un ensemble propulsif d'un aéronef comprenant deux turboréacteurs 3a, 3b logés chacun dans une nacelle la, lb. Chaque turboréacteur 3a, 3b est associé à un contrôleur avion 2a, 5 2b, communément appelé FADEC ou EEC. Chaque nacelle la, lb comprend également un dispositif d'inversion de poussée comportant chacun une porte droite 4a, 4b et une porte gauche 5a, 5b aptes chacune à être actionnée respectivement par au moins un actionneur électromécanique 6a, 6b, 7a, 7b. 10 Selon l'invention, l'alimentation électrique et la commande de chaque actionneur électromécanique 6a, 6b, 7a, 7b est réalisée par une unité de contrôle de puissance 8a, 8b équipant chaque nacelle la, lb. Selon l'invention également, chaque unité de contrôle de puissance 8a, 8b reçoit ses instructions de commande d'une unité de pilotage 9 distincte 15 et commune pour les deux nacelles la, lb. Par ailleurs, l'unité de pilotage 9 reçoit également des informations en provenance de chacun des contrôleur avions 2a, 2b. Les figures 2 et 3 détaillent les liaisons entre ces différents équipements. 20 Selon le système représenté sur la figure 2, chaque unité de contrôle de puissance 8a, 8b comprend une alimentation électrique haute puissance 20a, 20b en provenance d'une source d'alimentation électrique avion, chaque alimentation 20a, 20b est équipée d'un disjoncteur 21a, 21b de sécurité. 25 Chaque unité de contrôle de puissance 8a, 8b comprend également deux sorties de commande 31a, 31b et 32a, 32b alimentant et contrôle respectivement un moteur 33a, 33b et un moteur 34a, 34b de chaque actionneur électromécanique 6a, 6b et 7a, 7b en fonction de deux entrées de commande 41a, 41b et 42a, 42b transmettant respectivement des ordres de 30 déploiement et fermeture en provenance de l'unité de pilotage 9. Chaque unité de contrôle de puissance 8a, 8b comprend également deux entrées de données 51a, 51b et 52a, 52b recevant des données en provenance d'un capteur de position des moteurs 33a, 33b et 34a, 34b, et une sortie de données 61a, 61b envoyant des données représentatives 35 du statut du système d'inversion de poussée vers l'unité de pilotage 9. En plus des données en provenance des capteurs de position, les unités de contrôle de puissance 8a, 8b reçoivent également des données en provenance d'un détecteur de freinage selon une ligne 55a, 55b. Bien évidemment, les données reçues et renvoyées ne sont pas limitées aux types de données présentées en exemple mais peuvent être tout type de données nécessaires à l'électronique de gestion de puissance et processus logique. On notera également que chaque unité de contrôle de puissance 8a, 8b comprend une résistance de dissipation électrique 10a, 10b. Chaque porte 4a, 4b, 5a, 5b est par ailleurs verrouillée en position fermée par au moins un verrou primaire 71a, 71b et un verrou tertiaire 73a, 73b. Chaque verrou primaire 71a, 71b est commandé par une double ligne de commande comprenant une première ligne de commande 74a, 74b pilotée par le contrôleur avion correspondant 2a, 2b et une deuxième ligne de commande 75a, 75b, pilotée par l'unité de pilotage 9. Chaque verrou tertiaire 73a, 73b est commandé par une ligne de commande 76a, 76b pilotée directement par des paramètres avion tel que l'altitude, la pression s'exerçant sur le train d'atterrissage, ou encore directement par les contrôleur avion 2a, 2b. Chaque verrou primaire 71a, 71b et tertiaire 73a, 73b peut être associé à un capteur de position dont les données sont transmises à l'unité de pilotage 9. Par souci de clarté du schéma de la figure 2, ces lignes n'ont pas été représentées. Ces lignes peuvent être à double sens et contrôler des capteurs de 25 type inductifs et passifs dont l'électronique est concentrée dans l'unité de pilotage 9. Selon l'invention, les unités de contrôle de puissance 8a, 8b sont donc pilotées par l'unité de pilotage 9. L'unité de pilotage 9 est alimentée électriquement en faible 30 puissance par un ou plusieurs bus électriques 90. L'unité de pilotage 9 comprend une sous-unité de surveillance 9' recevant les mesures en provenance des sorties de données 61a et 61b des unités de contrôle de puissance 8a, 8b et de divers capteurs ainsi que des paramètres en provenance des contrôleurs avions 2a, 2b selon des lignes de 35 données 91a, 91b. Bien évidemment, le nombre d'entrées de données et la nature de ces données n'est pas limité à ce qui a été décrit dans cet exemple, et l'unité de pilotage 9 peut utiliser toute donnée nécessaire au bon fonctionnement de ses logiciels et composants électroniques embarqués. L'unité de pilotage 9 renvoie également des données quant à l'état de verrouillage ou de déverrouillage du système d'inversion de poussée vers les contrôleurs avion 2a, 2b selon au moins une ligne de données de sortie 92. Ainsi, lorsque le pilote de l'avion abaisse ou tire le levier commandant l'ouverture ou la fermeture du système d'inversion de poussée, les contrôleurs avion 2a, 2b transmettent cet ordre à l'unité de pilotage 9 et au verrous primaires 71a, 71b et tertaires 73a, 73b. L'unité de pilotage 9 gère alors de manière autonome les séquences correspondantes et envoie les instructions aux verrous primaires 71a, 71b et tertiaires 73a, 73b ainsi qu'aux unités de contrôle de puissance 8a, 8b qui gèrent ensuite la puissance délivrée aux moteurs 33a, 33b et 34a, 34b de chaque actionneur électromécanique 6a, 6b, 7a, 7b. Bien évidemment encore, l'unité de pilotage 9 n'est pas limitée à une seule sous-unité de surveillance 9' mais peut comprendre des sous-unités distinctes pour la gestion de chaque nacelle la, 1 b, les différentes lignes de données et de commande pouvant être éventuellement redondées par mesure de sécurité en cas de défaillance d'un ligne. Bien que l'invention ait été décrite avec un exemple particulier de réalisation, il est bien évident qu'elle n'y est nullement limitée et qu'elle comprend tous les équivalents techniques des moyens décrits ainsi que leurs combinaisons si celles-ci entrent dans le cadre de l'invention. Notamment, la liaison avec les contrôleurs avion 2a, 2b peut être bidirectionnelle, c'est-à-dire permettre à la fois une prise d'informations des contrôleurs avion et une remontée d'informations vers ceux-ci. Par ailleurs, la localisation des diverses unités est donnée dans l'exemple à titre indicatif et nullement limitatif. Ainsi, les unités de contrôle de puissance pourraient être localisées également en dehors de la nacelle. REVENDICATIONS 1. Nacelle (la, lb) de turboréacteur (3a, 3b) comprenant une section avant d'entrée d'air, une section médiane destinée à entourer une soufflante du turboréacteur et une section arrière équipée d'au moins un système d'inversion de poussée comprenant, d'une part, des moyens de déviation d'au moins une partie d'un flux d'air du turboréacteur, et d'autre part, au moins un capot mobile (4a, 5b, 5a, 5b) apte à passer, sous l'action d'au moins un moyen d'actionnement électromécanique (6a, 6b, 7a, 7b), alternativement d'une position de fermeture, dans laquelle il assure la continuité aérodynamique de la nacelle et dans laquelle les moyens de déviation sont inactifs, à une position d'ouverture dans laquelle il ouvre un passage dans la nacelle et dans laquelle les moyens de déviation sont actifs, caractérisée en ce qu'elle comprend, d'une part, au moins une unité de contrôle de puissance (8a, 8b) apte à transformer une alimentation électrique (20a, 20b) haute tension en au moins une alimentation électrique (31a, 31b, 32a, 32b) à destination des moyens d'actionnement électromécaniques, et au moins une entrée de pilotage (41a, 41b, 42a, 42b) de ladite unité de contrôle de puissance, et d'autre part, au moins une unité de pilotage (9) de l'unité de commande, distincte et séparée de cette dernière, et comprenant au moins une entrée de commande (91a, 91b) et au moins une sortie de pilotage (41a, 41b, 42a, 42b) destinée à être reliée à l'entrée de pilotage de l'unité de contrôle. 2. Nacelle (la, lb) selon la revendication 1, caractérisée en ce que l'unité de pilotage (9) comprend également au moins une sortie de commande d'au moins un moyen de verrouillage (71a, 71b) du système d'inversion de poussée. 3. Nacelle (la, lb) selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisée en ce que l'unité de contrôle de puissance (8a, 8b) comprend au moins une résistance de dissipation (10a, 10b), préférentiellement externe à un boîtier de l'unité de contrôle de puissance correspondante. 4. Nacelle (la, lb) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que l'unité de contrôle de puissance (8a, 8b) comprend au moins un onduleur à pilotage trapèze. 5. Nacelle (la, lb) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisée en ce que l'unité de contrôle de puissance (8a, 8b) comprend un redresseur de courant alternatif vers courant continu. 6. Nacelle (la, lb) selon l'une quelconque des revendications 1 à 10 5, caractérisée en ce que l'unité de contrôle de puissance (8a, 8b) comprend un circuit de freinage comportant un interrupteur intégré. 7. Nacelle (la, lb) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que l'unité de contrôle de puissance (8a, 8b) comprend 15 au moins une entrée (51a, 51b, 52a, 52b, 55a, 55b) d'une donnée d'information de contrôle en provenance d'au moins un capteur de position et/ou un capteur de vitesse et/ou de freinage, par exemple. 8. Nacelle (la, lb) selon l'une quelconque des revendications 1 à 20 7, caractérisée en ce que l'unité de contrôle de puissance (8a, 8b) comprend au moins un dispositif de lissage passif ou actif de rejet de courant d'harmoniques. 9. Nacelle (la, lb) selon l'une quelconque des revendications 1 à 25 8, caractérisée en ce qu'elle comprend un disjoncteur (21a, 21b) disposé entre la source de puissance électrique et l'unité de contrôle de puissance. 10. Nacelle (la, lb) selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisée en ce que l'unité de contrôle de puissance (8a, 8b) et/ou l'unité 30 de pilotage (9) comprend au moins une entrée de données (91a, 91b) en provenance d'un calculateur avion (2a, 2b), communément appelé FADEC ou EEC. 11. Nacelle (la, lb) selon l'une quelconque des revendications 1 à 35 10, caractérisée en ce que l'unité de contrôle de puissance (8a, 8b) est disposée dans une zone dite froide de la nacelle. 12. Nacelle (la, lb) selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, caractérisée en ce que l'unité de pilotage (9) est alimentée en basse tension (90). 13. Nacelle (la, lb) selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisée en ce que l'unité de contrôle de puissance (8a, 8b) et/ou l'unité de pilotage (9) comprend au moins une sortie de données en direction d'un calculateur avion, communément appelé FADEC ou EEC. 10 14. Nacelle (la, lb) selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisée en ce que l'unité de pilotage (9) comprend au moins une entrée de données en provenance d'au moins un capteur, de type capteur de position ou d'état. 15. Aéronef comprenant au moins deux turboréacteurs (3a, 3b) logés chacun dans une nacelle (la, lb), caractérisé en ce qu'il s'agit d'une nacelle selon l'une quelconque des revendications 1 à 14. 20 16. Aéronef selon la revendication 15, caractérisé en ce que l'unité de pilotage (9) est mutualisée entre au moins deux nacelles (la, lb). 15