FR3003544A1

FR3003544A1 - DEVICE FOR MONITORING AND CUTTING THE PRESSURIZING AIR SUPPLY OF AN AIRCRAFT FUEL TANK

Info

Publication number: FR3003544A1
Application number: FR1352439A
Authority: FR
Inventors: Antoine Grosset; Dominik Igel
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2013-03-19
Filing date: 2013-03-19
Publication date: 2014-09-26
Anticipated expiration: 2033-03-19
Also published as: FR3003544B1

Abstract

Système d'alimentation en air de pressurisation d'un aéronef, le système de pressurisation comprenant un dispositif d'alimentation en air de pressurisation (40) d'un réservoir (52) de carburant d'aéronef et un dispositif d'alimentation en air pour le dégivrage de l'aéronef et/ou en air de pressurisation cabine au moins partiellement indépendant du dispositif (40) de pressurisation du réservoir (52). Selon l'invention, 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 d'une canalisation (42) acheminant l'air de pressurisation vers le réservoir (52), 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).A pressurizing air supply system for an aircraft, the pressurizing system comprising a pressurizing air supply device (40) for an aircraft fuel tank (52) and an air supply device for de-icing the aircraft and / or cabin pressurizing air at least partially independent of the device (40) for pressurizing the tank (52). According to the invention, the pressurizing device (40) of the reservoir (52) comprises a safety device (70) configured for monitoring and cutting off the pressurizing air supply in the event of the rupture of a pipe (42). ) conveying the pressurizing air to the reservoir (52), the safety device (70) comprising at least one valve (72), a temperature sensor (74) configured to measure the temperature of the air in the pipeline ( 42) and control means (76) of the valve (72).

Description

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.TECHNICAL FIELD The invention relates to the technical field of air supply systems for pressurizing an aircraft from the point of view of an aircraft. air taken from a turbomachine compressor. More specifically, the invention relates to a safety device for monitoring and cutting off the pressurizing air supply of an aircraft fuel tank. STATE OF THE PRIOR ART Aircraft fuel tanks require to be supplied with pressurizing air in order to reduce the partial fuel pressure. The fuel is usually kerosene in practice. By reducing the presence of fuel vapors in the tank and in the vicinity thereof, it is possible to reduce the risk of unexpected ignition of the fuel and thus the risk of explosions or other risks of dramatic deterioration of the fuel. aircraft. For this purpose, it is known to draw pressurizing air from an aircraft turbomachine compressor. The air taken from the compressor feeds a heat exchanger device configured to reduce the temperature. The air leaving the exchanger is then used for pressurizing the aircraft cabin, de-icing the wings and for pressurizing the fuel tanks. Because of this connection between the air supply devices, fuel vapors can notably propagate undesirably in the system. To overcome this last drawback, pressurization systems of an aircraft allowing segregation of the pressurizing air supply device of the tank of at least one of the other pressurizing air supply devices have been developed. It is possible to draw air at a turbine engine compressor upstream stage for supplying a tank pressurization device independent of the other air supply devices of the aircraft. These other air supply devices are then supplied with pressurizing air from air taken from a compressor downstream stage located downstream of the upstream stage, to the extent that the flow and pressure requirements of these other devices are often superior to those required for tank pressurization. In such a device for pressurizing the reservoir, the sampling line at the upstream stage can be passed through a cavity where the air is taken from the other air supply devices, due to the various constraints of construction of the turbomachine. In case of rupture of the pipe at the cavity, the air taken from the downstream stage which is warmer mixes with the air taken from the upstream stage to feed the pressurizing device of the tank. This results in an increased risk of fuel ignition in the tank with dramatic consequences for the aircraft.

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.In addition, there are tank pressurizing air supply devices comprising means for cooling the pressurizing air of the tanks, which comprise an air-air heat exchanger designed to allow sufficient cooling of the air supplying the units. tanks of the aircraft even in case of rupture of the pipe at the level of the cavity.

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.Nevertheless these devices have the disadvantage of being heavy and bulky which has the effect of increasing the fuel consumption of the aircraft in flight. They are also difficult to mount on the aircraft. Thus, there is a need for an aircraft pressurizing air supply system comprising a device for pressurizing a tank of limited weight and space, which is easy to manufacture and assemble, and which it makes it possible to limit the increase in the temperature of the tank in the event of rupture of the feed pipe of the tank pressurization device at the level of the cavity.

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.DISCLOSURE OF THE INVENTION The invention aims to at least partially solve the problems encountered in the solutions of the prior art. It aims in particular to provide an air supply system for pressurizing an aircraft comprising a device for pressurizing a tank of limited weight and size, which is easy to manufacture and assemble, and which makes it possible to limit the increase in the temperature of the tank in the event of rupture of the feed pipe of the tank pressurization device at the level of the cavity. In this regard, the subject of the invention is an air supply system for pressurizing an aircraft from air taken from a turbomachine compressor, the pressurization system comprising: a device for supplying pressurizing air an aircraft fuel tank, an air supply device for de-icing the aircraft and / or cabin pressurizing air, the pressurizing system comprising a compressor, the compressor comprising: - a sampling port upstream of the tank pressurization air, an air intake port downstream of the upstream sampling port, the system further comprising a pipe connected to the upstream sampling port and a cavity connected to the downstream sampling port; channel through the cavity along a portion of pipe, the tank pressurization device being connected to the pipe, the air supply device p for the defrosting and / or cabin pressurizing air being connected to the cavity, the tank pressurizing device comprising a safety device configured for monitoring and cutting off the pressurizing air supply in the event of rupture of the pipe at the portion of the pipe, the safety device comprising at least one valve, a temperature sensor configured to measure the temperature of the air in the pipe and a valve control means, the control means of the valve being configured to actuate closing of the valve when the temperature measured by the sensor exceeds a limit value. Due to the configuration of the pressurizing air supply system of the aircraft, the tank pressurization device is partially independent of a de-icing device and / or a cabin pressurization device. This results in a lower risk of undesirable spread of fuel vapors in the system. The safety device makes it possible to avoid a dangerous increase in the temperature of the tanks due to the injection of pressurizing air that is too hot. Moreover, in particular because of the absence of an air-air exchanger placed in the secondary vein for cooling the pressurizing air of the tanks, the size and weight of the system are limited and the air supply system Pressurization is relatively easy to integrate into the aircraft. The limit value is higher than the temperature value normally measured by the sensor in nominal operation, that is to say in the case of withdrawal of the pressurizing air from the tank only at the upstream sampling port. The limit value is chosen, depending on the sensor, to correspond to the measurement of the temperature of the pressurizing air passing through the pipe in case of rupture of the pipe at the cavity in a reasonable time with a margin of error reasonable. The amount of air taken for the pressurization of the tanks can fluctuate significantly. Therefore, the system includes a temperature sensor rather than a pressure sensor from which it would be theoretically possible to deduce the temperature of the air passing through the pipe from a state equation. The invention may optionally include one or more of the following characteristics combined with each other or not: The valve is preferably a binary valve configured to be open in nominal operation and closed in case of rupture of the pipe at the cavity. As an alternative, the valve could possibly include several opening and closing positions to adapt the flow rate as a function of the temperature of the air taken, while respecting the temperature constraint of maximum admissible. The pipe preferably forms a heat exchanger between the pressurizing air that passes through it and the ambient outside air. The ambient outside air then acts as a cold source. In general, the ambient outside air is the air in contact with the pipe. It is preferably air directly present in the nacelle. In nominal operation, the pipe is the main heat exchanger, preferably the only one, of the tank pressurization device. The pipe is then configured to allow sufficient cooling of the pressurizing air before it reaches the tank.

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 ».The temperature sensor is preferably a thermocouple, i.e. a temperature sensor whose operation is based on the Seebeck effect. A thermocouple has the advantage of having a sufficiently short response time to allow the valve to be closed before the temperature of the pressurizing air of the tank has increased too much. In addition, it is sufficient to place the temperature sensor near or inside the pipe sufficiently close to the upstream sampling port to compensate for the greatest inaccuracy of the thermocouple compared to other types of sensors, for example a sensor of temperature whose measurement is based on a variation of electrical resistance that are commonly known as the "RTD sensor".

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.The limit value is variable depending on a measurement of ambient outside air temperature. In particular, the limit value is determined by taking a margin that is increasing as a function of the increase in the ambient outside air temperature. This calibration of the limit value makes it easier to find a compromise between the limitation of the number of false alarms and a sufficiently reliable and rapid detection in case of rupture of the pipe at the cavity.

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.The compressor is preferably a high-pressure turbomachine axial compressor comprising at least an upstream stage in which open the upstream sampling port and a downstream stage in which the downstream sampling port opens. The invention also relates to an aircraft structure comprising a fuel tank and a turbomachine comprising the compressor, the structure also comprising a pressurization system as defined above. Preferably, the turbomachine comprises lubricant and a lubricant temperature sensor, the temperature sensor configured to measure the temperature of the air in the pipe being a thermocouple, the thermocouple comprising a cold junction located near the temperature sensor of the lubricant so that the lubricant temperature sensor can also measure the temperature of the cold junction. The thermocouple includes two welds connecting two conductive materials, the temperature of one of the welds being known, the potential difference measured between the two conductive materials can be deduced from the temperature at the other weld. By placing the cold junction near the lubricant sensor of the turbomachine, the lubricant sensor can measure both the temperature of the lubricant, in practice usually oil, and that of the weld. Since it is not necessary to place the weld near a thermostat or to provide an additional temperature sensor for measuring the temperature of the weld, the configuration of the safety device remains simple. The aircraft structure may also comprise a connecting pylon of the turbomachine to the aircraft and at least one attachment of the turbine engine to the pylon, the pipe being configured to convey the pressurizing air from the compressor along the pylon to the tank . The invention also relates to an aircraft assembly comprising two pressurization systems each as defined above. As the aircraft comprises at least two pressurizing systems, in case of rupture of the pipe at the cavity of one of the systems, the pressurizing air of the tank is taken from the other system. In particular, each system can in particular be configured so that the pressurizing air taken from a single system is sufficient to ensure sufficient pressurization of each tank until the aircraft stops. The invention further relates to a method of supplying pressurized air to a fuel tank using a pressurization device as defined above, the method comprising a step of measuring the temperature of the fuel. air in the pipeline, the measured temperature being compared with a limit value so that, if the measured temperature exceeds the limit value, the control means actuates closing the valve.

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.The temperature sensor may be in particular inside or outside the pipe. It can directly measure the temperature of the air passing through the pipe or indirectly this temperature, for example by measuring the temperature of a wall of the pipe. Preferably the temperature sensor directly measures the temperature of the air in the pipe.

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.Furthermore, the invention relates to a method for testing the safety device of the pressurization system of the structure as defined above during the operation of the turbomachine, the method of testing the safety device comprising: a step, before any withdrawal of pressurizing air from the reservoir, during which the valve is closed for a period of time sufficient for the acquisition of at least a first measurement by the temperature sensor, a step of commanding the opening of the valve with acquisition of at least a second measurement by the temperature sensor, a step during which the comparison of the first temperature measurement and the second temperature measurement allows the deduction of the open state of the valve. The safety device is configured to operate the closing of the valve only in emergency cases that are expected to remain relatively rare. Therefore, it may be useful to provide a method of testing the security device to verify its proper operation. Preferably, several temperature measurements are made each time in order to reduce the risk of measurement errors. In addition, the sensor may also include control means configured to perform consistency tests between different measurements, which ensures the integrity of the sensor. During the first step, the sensor performs a first measurement.

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.As no tank of the aircraft has been supplied with pressurizing air, the opening of the valve causes a sudden call of air which results in particular in a significant increase in the temperature measured by the sensor. This sudden increase in temperature means that the opening command of the valve is working. Conversely, if no significant increase in temperature is observed, it can be deduced that the valve opening command is not working satisfactorily or that the valve was not initially closed. In this case, it is necessary to provide for a revision of the pressurization device or at least the safety device. The test method of the safety device may comprise in particular a prior step of controlling the closure of the valve, during operation of the turbomachine before any withdrawal of pressurizing air tank. In particular, the invention also relates to a method for testing the safety device of the pressurization system of the structure as defined above during the operation of the turbomachine, the method of testing the safety device comprising: a command step closing of the valve, before any intake of pressurizing air from the reservoir, a step during which the speed of operation of the turbomachine is configured to generate a sufficient air flow to the reservoir, for example when an engine idling speed is achieved or substantially achieved, for the acquisition of at least a first measurement by the sensor, the comparison of the first measurement with a reference value allowing the deduction of the closing state of the valve. In the engine idle speed, if the first temperature measurement is sufficiently low or there is no significant increase in temperature during the first series of temperature measurements, it can be deduced that the closing command of the valve operates, provided that the sensor is not defective. Indeed, if the closing command of the valve is defective, that is to say if the valve has remained open, which is its usual position, then the sensor observes an increase in the temperature in the pipe due to a call for air from the tank. In this case, it is necessary to carry out a revision of the safety device. The engine idling speed has the advantage of generating sufficient pressure to induce a large air demand to the tank, when the tank is in a non-pressurized state.

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.Finally, the invention relates to a method for testing the safety device of the pressurization system of the structure as defined above during the operation of the turbomachine, the method of testing the safety device comprising: a control step of closing of the valve, before any withdrawal of pressurizing air from the reservoir, a step during which the speed of operation of the turbomachine is configured to generate a sufficient air flow to the reservoir, for example when an engine idling speed is achieved or substantially attained, for the acquisition of at least a first measurement by the sensor, the comparison of the first measurement with a reference value allowing the deduction of the closed state of the valve, - a control step of the opening of the valve with acquisition of at least a second measurement by the temperature sensor, during which the comparison of the first measurement re temperature and the second temperature measurement allows the deduction of the open state of the valve.

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.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The present invention will be better understood on reading the description of exemplary embodiments, given purely by way of indication and in no way limiting, with reference to the appended drawings in which: FIG. 1 represents a diagrammatic sectional view longitudinal section of an aircraft comprising a pressurization system according to a first preferred embodiment of the invention; Figures 2a and 2b are partial enlargements of Figure 1 in a schematic longitudinal half-sectional view respectively when the pressurization system is in nominal operation and in case of system failure; Figure 3 is an enlarged partial schematic sectional view of the pressurizing system of the embodiment of Figure 1 in operation; Fig. 4 is a graph comparing the characteristics of different types of sensors for the pressurization system of the embodiment of Fig. 1; Figure 5 schematically illustrates a method of supplying pressurizing air by the pressurizing system of the embodiment of Figure 1; FIG. 6 schematically illustrates a method for testing the pressurization system of FIG. 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.DETAILED DESCRIPTION OF PARTICULAR EMBODIMENTS Identical, similar or equivalent parts of the different figures bear the same numerical references so as to facilitate the passage from one figure to another. FIG. 1 schematically represents an aircraft 1 comprising a turbomachine 2, at least one tank 52, a cabin 56 and a unit 54 comprising at least one wing. The aircraft 1 also comprises a nacelle (not shown) in which the turbomachine 2 is located, as well as a pressurization air supply system 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.A connecting pylon 7 connects the turbomachine 2 to the aircraft 1. The turbomachine 2 is fixed to the connecting pylon in a conventional manner by means of a set of fasteners 9. The turbomachine 2 is a turbomachine which can be of various kinds. , for example a turbomachine with a double flow. It is in particular substantially of revolution about a main axis 3 of turbomachine 2. It preferably comprises approximately upstream downstream of the fan blades 6 surrounded by a casing 5, rectifying vanes 8 connected to the stator 4 of the turbomachine 2, low pressure compressor blades 10 and blades of a high pressure compressor 30 which supplies pressurizing air to at least one combustion chamber 14. The turbine engine also comprises a receiver comprising a high pressure turbine 16, a low turbine pressure 18 and a nozzle 19. The low pressure compressor 10 and the low pressure turbine 18 are preferably mechanically connected by a shaft (not shown) forming a low pressure body. Similarly, the high pressure compressor 30 and the high pressure turbine 30 are preferably mechanically connected by a shaft (not shown) forming a high pressure body. With reference to FIG. 1, FIG. 2a and FIG. 2b, the pressurization system 20 is generally located at least partly inside the turbomachine 2. In particular, the pressurization system 20 comprises a compressor supplying the system with pressurizing air, which is preferably the high-pressure compressor 30. In this case, the high-pressure compressor 30 is in particular a high-pressure axial compressor. As an alternative, the pressurizing air could also possibly be taken from the low-pressure compressor 10 or an external compressor.

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.The compressor 30 of the pressurization system 20 comprises an upstream sampling port 32 for pressurizing air from the tank 52 and a downstream sampling port 34 for air located downstream of the upstream sampling port 32. The temperature of the air sampled at the upstream sampling port 32 is preferably less than 300 ° C, that of the air taken at the downstream sampling port 34 is preferably less than 400 ° C. The upstream sampling port 32 is for example located at the second stage 31 of the high-pressure compressor 30 and the downstream sampling port 34 is for example located at the fourth stage 35 of the compressor 30. The pressurizing air taken from the compressor 30 supplies at least two system air supply devices 20, a pressurizing air supply device 40 of the tank 52 and an air supply device 60 for de-icing the aircraft 1 and / or pressurizing air cabin 56. The pressurizing device 40 of the tank 52 and the air supply device 60 for deicing the aircraft 1, in particular the assembly 54, and / or the pressurization of the cabin 56 are at least partially independent. They are each supplied with pressurizing air respectively from the upstream sampling port 32 and the downstream sampling port 34. Preferably, the air supply device 60 comprises both an air supply device for the deicing the assembly 52 of the aircraft and a cabin pressurization device 56. In general, the aircraft 1 comprises several fuel tanks 52. The pressurizing air supply devices 40 are then preferably all fluidly connected. between them to form jointly a single pressurizing system reservoirs 52 distributing the pressurizing air according to the needs of each tank 52. Referring more specifically to Figures 2a, 2b, the pressurizing system 20 comprises a pipe 42 connected to the upstream sampling port 32 and a cavity 62 also known as the IP cavity or Intermediate Pressure cavity Connected to the downstream sampling port 34, the pipe 42 passing through the cavity 62 along a portion of pipe 42a. The pressurizing device 40 of the tank 52 is connected to the pipe 42 which conveys pressurizing air tanks according to the arrow 102. The air supply device 60 for defrosting and / or cabin pressurizing air 56 is connected to the cavity 62. The cavity 62 is fluidly connected to a duct 64 for supplying the air supply device 60 according to the arrow 122 for the deicing of the assembly 52 of the aircraft and / or of cabin pressurization air supply 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).Since the detailed constraints and specificities of the pressurization system 20 are not always a priority during the design of an aircraft model 1, it is necessary to adapt the pressurization system 20 at best taking into account the constraint of the pipe 42 passing through the cavity 62 and the corresponding risk of too hot air in the device 40 for pressurizing the tank 52. With reference to FIG. 2a, the configuration of the pressurization system 20 is that of the nominal operating speed. The air in the cavity 62 does not mix with that coming from the upstream sampling port 32. The pipe 42 forms a heat exchanger 45 between the pressurizing air that passes through and the ambient outside air. In particular, the pressurizing air can be cooled substantially near the pylon 7 by the outside air in the atmosphere which acts as a cold source. In this case, the outside air used for the cooling of the pressurizing air is preferably the air circulating in the nacelle (not shown).

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.With reference to FIG. 2b, the pressurization system 20 is shown in a failure configuration where the pipe 42 is damaged at the cavity along a portion 42a. It suffices that there is a mixture in the cavity 62 of the air coming from the sampling port 32 and that coming from the downstream sampling port 34 to characterize the "rupture of the pipe 42". In other words, there is no segregation between the pressurizing air from the upstream sampling port 32 and that of the downstream sampling port 34. The air passing through the pipeline 42 in the direction of the arrow 102 is hotter than in nominal operation. Conversely, the air flowing through the duct 64 is colder than in nominal operation. As the pressurizing air supply device 40 is configured to be optimized for operation in nominal speed in order to limit the weight, the size of the system 20 and to facilitate its mounting on the aircraft 1, the air of The pressurization along the arrow 102 could be insufficiently cooled by reaching the tank 52. This can have catastrophic consequences for the aircraft 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.To overcome this situation, while retaining the advantages in terms of weight, size and relative ease of installation of the system 20, the pressurizing device 40 of the tank 52 comprises a safety device 70. The safety device 70 is described in more detail with reference to FIGS. 3 to 6. It is notably configured for monitoring and cutting off the pressurization air supply in the event of rupture of the pipe 42 at the level of the pipe portion 42a. The safety device 70 comprises at least one valve 72, a temperature sensor 74 configured to measure the temperature of the air in the pipe 42 and a control means 76 of the valve 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.Referring more specifically to Figure 3, the pipe 42 is configured to convey the pressurizing air of the tank 52 from the compressor 30 along the pylon 7 to the tank 52. Each pressurizing device 40 extends over a wide range. part of the aircraft 1 in the body of the aircraft 1 between the turbomachine 2 and the fuel tank 52. In nominal operation the pressurizing air flows in the pipe 42 successively along the directions 106, 107 and 108. In case of rupture of the pipe 42 at the portion 42a, there is more or almost no pressurizing air flow in the direction of the arrow 108. Preferably, the aircraft 1 comprises in particular two pressurizing devices 40. In the event of rupture of the pipe 42 of one of the systems 20 at the portion 42a, the pressurizing air of the reservoir 52 is taken at the level of the other system 20. Each reservoir 52 remains In particular, each system 20 is configured so that the pressurizing air taken from a single system 20 is sufficient to ensure sufficient pressurization of the pressurizing air of the aircraft 1. each tank 52 until the aircraft stops 1. In this case, each safety device 70 of each pressurizing device 40 is in particular configured to maintain the valve 72 closed when an over-temperature of the pressurizing air in one of the pipes 42 has been detected until the total stop of the aircraft 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.Accordingly, the valve 72 is preferably a binary valve configured to be open in nominal operation and sealed in case of rupture of the pipe 42 at the portion 42a. As an alternative, the valve 72 could possibly include several open and closed positions. The interest of a valve 74 with multiple opening and closing positions is greatly reduced due to the plurality of pressurization systems 20. Due to costs and the risk to the aircraft 1 in case of arrival too hot air in the tanks 52, it is preferable to use a binary valve 72 configured to substantially hermetically close the valve 72 in the case of failure mentioned above.

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.The control means 76 of the valve 72 comprises mechanical means for actuating the valve (not shown) and processing means (not shown) of the data of the sensor 74, the operation of which is based on a process which will be described in more detail. 5. The processing means (not shown) are also configured to implement one or more test methods shown in FIG. 6. The control means 76 is configured to actuate the closing of the valve 72. when the temperature T measured by the sensor 74 exceeds a limit value Tlim. The limit value Tlim is determined as a function of the sensor 74 and the maximum temperature constraint not to be exceeded in order to pressurize each tank 52. The limit value Tlim is variable according to a measurement of the temperature of the outside ambient air. The limit value Tlim is determined by taking a margin that is increasing as a function of the increase in the temperature of the outside ambient air Text. The limit value Tlim is preferably calibrated to vary from 150 ° C to 300 ° C. The limit value is determined to correspond to the measurement of the temperature T of the pressurizing air passing through the pipe 42 in the event of rupture of the pipe 42 at the cavity 62 in a reasonable time with a margin of reasonable error. In view of the consequences for the aircraft 1, the margin of error for detecting a failure of the system 20 is very small. A reasonable time corresponds to a duration during which the temperature in the tank 52 does not increase sufficiently to run a risk to the aircraft 1. These constraints, in particular the response time constraint, are all the more difficult to to satisfy that the pressurization air flow passing through the pipe 42 is relatively small compared to the flows encountered in the turbomachine 2. This results all the more from the constraints of the safety device 70, especially in terms of the choice of the temperature sensor 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.The temperature sensor 74 is preferably a thermocouple. The temperature sensor may in particular be located inside or outside the pipe 42. It can directly measure the temperature of the air passing through the pipe 42 or indirectly this temperature, for example by measuring the temperature of a pipe. The wall of the pipe 42. Preferably, the temperature sensor 74 is inside the pipe 42, the sensor 74 directly measuring the temperature of the pressurizing air. The choice of a thermocouple for measuring the temperature of the pressurizing air passing through the pipe 42 is notably guided by the graph of FIG. 4. This graph represents the response time of the sensor 74 as a function of the temperature of the air. pressurization through the pipe 42, when the sensor 74 is correctly positioned relative to the upstream sampling port 32. The curve a is the response time of a thermocouple, the curve b is the response time of a sensor 74 of standard bill, type "RTD", and the line S is the temperature threshold corresponding to the limit temperature Tlim. It follows from this graph that the response time of a thermocouple is about 5 times faster than a conventional temperature sensor whose operation is based on the variation of the resistance of a material as a function of temperature, also known under the name of "RTD sensor". With reference again to FIG. 3, the temperature sensor 74 is placed close to the upstream sampling port 32. The positioning of the temperature sensor 74 takes place in particular taking into account the fact that the sensor 74 must be sufficiently distant from the upstream sampling port 32 so that the measurement is smoothed. That is to say, the sensor 74 is placed sufficiently far from the upstream sampling port 32 so that the measurement is not disturbed by temperature variations and insignificant flow rates of the pressurizing air of the reservoir 52. Moreover, the temperature sensor 74 must be sufficiently close to the upstream sampling port 32 so that the amplitude of the variations in the measured temperature is sufficient to distinguish the case of rupture of the portion 42a of the case where the system is in nominal operation. In addition, the closer the sensor 74 is to the upstream sampling port 32, the lower the overall response time of the pressurizing air supply system 20, the temperature rise being then detected at the earliest. The search for an acceptable compromise for the position of the sensor 74 depends on the nature of the sensor 74 and is a matter of general knowledge and the normal skills of a person skilled in the art. In the preferred case where the sensor 74 is a thermocouple, it is sufficient to place the temperature sensor, inside the pipe 42, closer to the upstream sampling port 32 to compensate for the greatest inaccuracy of the thermocouple relative to the temperature. other types of sensors. The thermocouple 74 comprises a hot weld and a cold weld. The safety device 70 can be optimized when the cold junction is located inside the turbomachine 2 near a lubricant temperature sensor 17. The lubricant temperature sensor 17 of the turbomachine then measures both the lubricant temperature, in practice oil, and temperature T50i, cold junction. This configuration makes it possible to take advantage of the presence of a pre-existing sensor, necessary for the proper functioning of the turbomachine 2. This makes it possible to avoid having to place one of the welds of the thermocouple 74 close to a thermostat. Moreover, because of the construction constraints of the aircraft 1 already mentioned, it is difficult to increase the number of sensors in the aircraft 1. This configuration makes it possible to accommodate this disadvantage. The operating method of the processing means (not shown) of the control means 76 is detailed with reference to FIG. 5. The method of supplying pressurizing air to the fuel tank 52 by means of the pressurization device 20 comprises a step 210 for measuring the temperature T of the air in the pipe 42. The measured temperature T is then compared with the limit value Tlim as represented by the box 220 so that, if the measured temperature T exceeds the value Tlim limit, the control means 76 actuates the closing of the valve 72 in accordance with the box 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.Figure 6 schematically shows the implementation of a test method of the safety device 70. Only part of this test can be performed. Simplified security device test methods 70 such as those proposed below may also be implemented. This method or these methods are also implemented by the processing means (not shown) of the control means 76. Preferably, the test method of the security device 70 takes place from a starting situation represented by the box 310 where the turbomachine 2 is in operation and where no pressurizing air of the tank 52 has been injected into the tank 52 for some time or even since the start of the turbomachine 2. The method comprises a closure command step of the valve 72, represented by the box 330, a step during which the operating speed of the turbomachine 2 generates a sufficient air call to the tank 52. The speed of the turbomachine 2 is for example an engine idling speed or a regime turbomachine 2 where the engine idling speed is substantially reached.

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.During this step, the sensor 74 acquires at least a first measurement T1, preferably a first series of measurements T1. During this step, according to the box 350, the first measurement T1 is compared with a reference value TO, which allows the deduction of the closed state of the valve 72. If the temperature T1 is significantly greater than TO, this may mean that the valve has not closed. Pressurizing air, which is of high temperature, passes through line 42. As a precaution, the safety device 70 requires a revision. It is then possible to stop the test method in this case. This situation is represented by the box 380. On the other hand, if the temperature T1 is of the order of magnitude of TO or less than TO, it is normally possible to deduce that the valve 72 is closed following the command to close the valve. 72. This situation is represented by the box 360. The method of testing the safety device of the valve 72 then preferably comprises a second step which starts with the command of the opening of the valve 72, according to the box 410. This second step continues with the acquisition of at least a second measurement T2 by the temperature sensor 74, preferably a series of measurements T2. The first measurement T1 is then compared with the second measurement of temperature T2, which allows the deduction of the open state of the valve 72. If the temperature T2 is significantly greater than the temperature T1, an influx of air hot has passed through the pipe 42 which means that the valve 72 has opened following the command of the opening of the valve 72. Conversely if T2 is of the order of magnitude of T1 or less than T1, this normally means that the valve 72 has remained closed. It is then useful to carry out a revision of the security device 70. As just mentioned, the test method of the security device 70 may comprise only the first step represented diagrammatically by the boxes 310, 330, 350, 360 and 380. In other words, the invention also relates to a method for testing the safety device 70 of the pressurization system 40, during the operation of the turbomachine 2, comprising a command closing step of the valve 72, above all reservoir pressurizing air sample 52, during which stage the engine idle is reached or substantially reached for sufficient time for the acquisition of at least a first measurement T1 by the temperature sensor 74. The first measurement T1 is then compared to a reference value TO, which makes it possible to deduce the closed state of the valve 72. Conversely, the valve 72 is preferably configured to close easily when needed. In this case, it is conceivable to delete the first step of the test method. In addition, it may be interesting to perform the second step of the test independently of the first step. The invention thus relates to a method of testing the safety device 70 of the pressurization system 40, which takes place from a starting situation represented by the box 410 where the turbomachine 2 is in operation and where no air pressurizing the tank 52 has not been injected into the tank 52 for some time or even since the start of the turbomachine 2. During this step, the valve 72 is closed for a period of time sufficient for the acquisition of at least a first T1 measurement, preferably a series of measurements T1, by the temperature sensor 74. It continues by the command of the opening of the valve 72 and the acquisition of at least a second measurement T2, preferably a series of by the temperature sensor 74. The second measurement T2 is compared with the first measurement of temperature T1, which allows the deduction of the open state of the valve 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.It is preferable during the test procedure that no turbomachine 2 is started long before the other. If this were the case, the pressurization of each tank 52 would be entirely from a single pressurization system 20. The pressurizing air call from each reservoir 52 may not be sufficient for the sensor 74 detects a significant increase in T1, T2 temperature during the test of the other pressurization system 20. The result of the test method for the other system 20 may thus be distorted. To overcome this drawback, the first step of the test method, that is to say the control step of closing the valve, is preferably also repeated before concluding that the safety device 70 is deficient.

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.In general, the two turbomachines 2 of an aircraft 1 are started sequentially within a few minutes. The risk of pressurizing each reservoir from a single pressurization system 20 associated with one of the turbomachines 2 is therefore relatively low in practice. Of course, various modifications may be made by those skilled in the art to the invention which has just been described without departing from the scope of the disclosure of the invention.

Claims

REVENDICATIONS1. A pressurizing air supply system (20) for an aircraft (1) from air taken from a turbomachine compressor (30) (2), the pressurizing system (20) comprising: a feed device pressurizing air (40) of an aircraft fuel tank (52) (1), an air supply device (60) for de-icing the aircraft (1) and / or pressurizing air cabin (56), the pressurizing system (20) comprising a compressor (30), the compressor (30) comprising: an upstream reservoir (32) for pressurizing the tank (52), a downstream sampling port (34), the system (20) further comprising a line (42) connected to the upstream pick port (32) and a cavity (62) connected to the upstream port (32). downstream sampling (34), the pipe (42) passing through the cavity (62) along a pipe portion (42a), the pressurizing device (40) of the tank (52) being connected to the pipe (42), the air supply device (60) for defrosting and / or cabin pressurizing air (56) being connected to the cavity (62), characterized in that that the pressurizing device (40) of the reservoir (52) comprises a safety device (70) configured for monitoring and cutting off the pressurizing air supply in the event of rupture of the pipe (42) at the level of the pipe portion (42a), the safety device (70) comprising at least one valve (72), a temperature sensor (74) configured to measure the temperature of the air in the pipe (42) and a control means (76) of the valve (72), the control means (76) of the valve (72) being configured to actuate closing of the valve (72) when the temperature (T) measured by the sensor (74) exceeds a limit value (Tlim).

2. Pressurization system (20) according to the preceding claim, characterized in that the pipe (42) forms a heat exchanger (45) between the pressurizing air that passes through and the ambient outside air.

The pressurization system (20) according to any one of the preceding claims, characterized in that the temperature sensor (74) is a thermocouple.

4. pressurizing system (20) according to any one of the preceding claims, characterized in that the limit value (Tlim) is variable according to a measurement (Text) of ambient outside air temperature.

Aircraft structure (1) comprising a fuel tank (52) and a turbomachine (2) comprising the compressor (30), characterized in that the structure also comprises a pressurization system (20) according to any one of preceding claims.

6. Structure according to the preceding claim, characterized in that the turbomachine (2) comprises lubricant and a lubricant temperature sensor (17), the temperature sensor (74) configured to measure the temperature (T) of the air in the pipe being a thermocouple, the thermocouple (74) comprising a cold junction located near the lubricant temperature sensor (17) so that the lubricant temperature sensor (17) can also measure the temperature (T50) cold junction.

7. Structure according to any one of claims 5 or 6, characterized in that it comprises a pylon (7) connecting the turbomachine (2) to the aircraft (1) and at least one fastener (9) of the turbine engine (2) to the pylon (7), the pipe (42) being configured to convey the pressurizing air tank (52) from the compressor (30) along the tower (7) to the tank (52).

8. Aircraft assembly characterized in that it comprises two pressurizing systems (20) which are each according to any one of claims 1 to 4.

9. A process for supplying pressurized air to a fuel tank (52) by means of a pressurization device (20) according to any one of Claims 1 to 4, characterized in that it comprises a step of measuring the temperature (T) of the air in the pipe (42), the measured temperature (T) being compared with a limit value (Tlim) so that, if the measured temperature (T) exceeds limit value (Tlim), the control means (76) actuates closing of the valve (72).

10. A method of testing the safety device (70) of the pressurization system (40) of a structure according to any one of claims 5 to 7 during operation of the turbomachine (2), characterized in that it comprises a command closing step of the valve (72), before any intake of pressurizing air from the reservoir (52), during which the operating speed of the turbomachine (2) is configured to generate a sufficient air demand to the reservoir (52), for example when an engine idle speed is reached or substantially reached, for the acquisition of at least a first measurement (T1) by the sensor (74), the comparison of the first measurement ( T1) to a reference value (TO) allowing the deduction of the closing state of the valve (72).