FR3045563A1

FR3045563A1 - Procede et systeme de commande de freinage d’un aeronef equipe d’un systeme d’inversion de poussee

Info

Publication number: FR3045563A1
Application number: FR1562825A
Authority: FR
Inventors: Patrick Gonidec; Hakim Maalioune; Francois Taillard; Denis Jontef; Marie-Laure De-Crescenzo; Jean-Francois Hammann
Original assignee: Messier Bugatti Dowty SA; Aircelle SA
Current assignee: Safran Nacelles SAS; Safran Landing Systems SAS
Priority date: 2015-12-18
Filing date: 2015-12-18
Publication date: 2017-06-23
Anticipated expiration: 2035-12-18
Also published as: US20180297567A1; US10266162B2; WO2017103499A1; FR3045563B1; CA3003662A1

Abstract

L'invention se rapporte à un procédé de commande du freinage d'un aéronef équipé d'un train d'atterrissage portant des roues freinées, l'aéronef étant propulsé par des turboréacteurs et équipé d'un système d'inversion de poussée, le procédé comportant les étapes de : - estimer l'adhérence des roues freinées, et - en fonction de l'adhérence estimée, activer le système d'inversion de poussée, ou moduler la contre-poussée générée par le système d'inversion de poussée si celui-ci est déjà activé.

Description

L’invention se rapporte à un procédé et à un système de freinage pour un aéronef équipé d’un ou plusieurs turboréacteurs et équipés d’un système d’inversion de poussée.

La plupart des aéronefs comportent plusieurs atterrisseurs dont les fonctions essentielles sont, d’une part, d’absorber une grande part de l’énergie cinétique due à la composante verticale de la vitesse de l’aéronef à l’atterrissage, et, d’autre part, de permettre à l’aéronef d’évoluer au sol, en particulier durant la phase de freinage.

Les systèmes de freinage pour aéronef comportent des actionneurs de freinage (hydraulique ou électromécanique), commandés pour appliquer aux roues de l’aéronef un couple de freinage tendant à ralentir celui-ci.

La commande des systèmes de freinage incluent en général des systèmes d’aide au freinage, comme par exemple un système d’antidérapage (généralement dénommé « anti-skid ») ou un système de freinage automatique (généralement dénommé « autobrake »).

Le système d’antidérapage, ou protection d’anti-glissement, permet de réguler automatiquement la force de freinage appliquée à chacune des roues freinées, dans le but d’éviter tout blocage ou dérapage de l’une des roues. A cet effet, chaque roue freinée est équipée d’un capteur de vitesse de rotation, les données mesurées par ces capteurs permettant de détecter le glissement d’une ou plusieurs roues.

Le système de freinage automatique permet d’obtenir automatiquement la décélération de l’aéronef, la force de freinage nécessaire étant calculée et commandée par le système en fonction notamment d’une distance d’arrêt présélectionnée par le pilote. Lorsque le système de freinage automatique est activé, il n’est plus nécessaire que le pilote contrôle le freinage par l’intermédiaire des pédales de frein (ou palonniers).

Lorsqu’un aéronef est mû par des turboréacteurs, une partie ou la totalité de ces turboréacteurs est généralement équipée d’un système d’inversion de poussée. Le rôle d’un inverseur de poussée est, lors de l’atterrissage, d’améliorer la capacité de freinage de l’aéronef en redirigeant vers l’avant au moins une partie de la poussée générée par le turboréacteur. Dans cette phase, l’inverseur de poussée dirige au moins une partie du flux d’éjection du turboréacteur vers l’avant, générant de ce fait une contre-poussée qui vient s’ajouter au freinage des roues et des aérofreins de l’aéronef.

Dans le cas de turboréacteurs à double flux, qui génèrent à la fois un flux de gaz chauds (flux primaire) et un flux d’air froid (flux secondaire), un inverseur de poussée pourra agir sur les deux flux, ou agir uniquement sur le flux froid.

De manière générale, les inverseurs de poussée sont des équipements qui subissent des contraintes mécaniques très élevées et qui doivent répondre à spécifications sévères, notamment en termes de fiabilité de fonctionnement. Ces équipements sont donc conçus en conséquence, ce qui impacte négativement la masse et le coût de l’ensemble propulsif. D’autre part, lorsque le système d’inversion de poussée d’un turboréacteur est activé, la contre-poussée résultante sera d’autant plus importante que le régime du moteur sera élevé. L’utilisation d’un inverseur de poussée se fait donc en général à un régime moteur élevé, par exemple environ 75% du régime maximal. Dans certains cas, comme par exemple un atterrissage d’urgence ou un décollage avorté, le régime moteur peut être encore plus élevé. Cela a pour conséquence directe une sollicitation importante du moteur, qui impacte sa durée de vie.

Il existe donc un intérêt à limiter la sollicitation des inverseurs de poussée, notamment afin de réduire la consommation et l’usure des moteurs. L’invention concerne à cet effet un procédé de commande du freinage d’un aéronef équipé d’un train d’atterrissage portant des roues freinées, l’aéronef étant propulsé par des turboréacteurs et équipé d’un système d’inversion de poussée, le procédé comportant les étapes de : - estimer l’adhérence des roues freinées, et - en fonction de l’adhérence estimée, activer le système d’inversion de poussée, ou moduler la contre-poussée générée par le système d’inversion de poussée si celui-ci est déjà activé.

Ainsi, en permettant l’activation automatique des inverseurs de poussée en cas de détection de mauvaises conditions d’adhérence, le procédé objet de l’invention permet de réserver l’usage des inverseurs de poussée aux cas d’urgence ou aux cas de pistes contaminées, tout en limitant le temps de réaction. En effet, l’activation automatique des inverseurs de poussée permet de ne pas être tributaire du temps de réaction du pilote. Ceci réduit le temps de réaction de l’avion à un événement imprévu et augmente donc la sécurité des manœuvres avion au sol. On réduit également la consommation de carburant, et surtout l’usure des moteurs, sans nuire à la sécurité lors de l’atterrissage.

Dans une réalisation, le système d’inversion de poussée est activé si l’adhérence estimée est inférieure à un seuil prédéterminé.

Dans une réalisation, l’adhérence est estimée en fonction d’un taux de glissement des roues.

Dans une réalisation, le taux de glissement des roues est déterminé en fonction de la mesure de la vitesse de rotation des roues freinées. L’invention concerne également un système de commande de freinage d’un aéronef équipé de roues freinées et d’un ou plusieurs turboréacteurs équipé(s) d’un système d’inversion de poussée, le système comportant : - une unité de traitement apte à déterminer un taux de glissement des roues, et à générer un signal représentatif d’une adhérence insuffisante si le taux de glissement est supérieur à un seuil prédéterminé ; - une unité de commande apte à recevoir le signal généré par l’unité de traitement et, sur réception de ce signal, à commander l’activation du système d’inversion de poussée.

Ainsi, le système selon l’invention permet un couplage du système de freinage d’un aéronef et du système d’inversion de poussée. Le système conforme à l’invention récupère les informations relative à la qualité du freinage et en déduit un ordre d’actionnement automatique des inverseurs si le freinage est jugé insuffisant pour satisfaire la consigne donnée par le pilote ou par le système de freinage automatique.

Dans une réalisation, l’unité de commande est reliée à un système de régulation des turboréacteurs, ou FADEC.

Dans une réalisation, l’unité de commande est intégrée à un système de régulation des turboréacteurs, ou FADEC.

Dans une réalisation, le taux de glissement des roues est déterminé en fonction des informations renvoyées par des capteurs de vitesse de rotation des roues. L’invention concerne par ailleurs un aéronef équipé de roues freinées et d’un ou plusieurs turboréacteurs équipé(s) d’un système d’inversion de poussée, l’aéronef étant apte à mettre en oeuvre le procédé tel que défini ci-dessus et/ou comportant un système tel que défini ci-dessus. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture de la description détaillée qui suit pour la compréhension de laquelle on se reportera aux dessins annexés dans lesquels : - la figure 1 est un schéma montrant les éléments d’un système de commande de freinage conforme à l’invention ; - la figure 2 est un schéma logique simplifié de la fonction inversion de poussée dans le cadre d’un système conforme à l’invention et/ou de la mise en œuvre d’un procédé conforme à l’invention ; - la figure 3 est un schéma logique de la procédure d’atterrissage avec ou sans inverseur dans le cadre d’un système conforme à l’invention et/ou de la mise en œuvre d’un procédé conforme à l’invention.

La figure 1 montre les éléments d’un système de commande de freinage conforme à l’invention. Ces éléments permettant la mise en œuvre d’un procédé conforme à l’invention, et sont implantés notamment sur des sous-ensembles d’un aéronef, incluant au moins un train d’atterrissage 1 et au moins une nacelle 2 de turboréacteur (dont seule la section arrière est représentée).

Le système de commande de freinage d’un aéronef comporte des roues 10, montées sur le train d’atterrissage 1, au moins une partie des roues étant freinée (c’est-à-dire équipées de freins). Les deux roues 10 représentées à la figure 1 sont freinées et sont équipées à cet effet de freins 11. Les freins 11 sont de type électromécanique ou hydraulique.

Chaque roue freinée, dans l’exemple les deux roues 10, est par ailleurs équipée d’un capteur 12 de vitesse de rotation. Les capteurs 12 sont reliés à une entrée 13a d’une unité de traitement 13. Ainsi, les données mesurées par l’ensemble des capteurs 12 sont transmises à l’unité de traitement 13. L’unité de traitement 13 est apte à détecter le glissement d’une ou plusieurs roues freinées, en fonction notamment des données renvoyées par les capteurs 12 de vitesse de rotation. Lorsque l’unité de traitement 13 détecte le glissement d’une ou plusieurs roues, celle-ci génère un signal représentatif du glissement d’une ou plusieurs roues, ce signal activant la protection d’anti-glissement. Ainsi, en fonction du signal de glissement émis par l’unité de traitement 13, le freinage est régulé de manière à limiter ou annuler tout glissement des roues.

Dans le système conforme à l’invention, l’unité de traitement 13 comporte une sortie 13b reliée à une entrée 14a d’une unité de commande 14.

La sortie 13b permet de transmettre à l’unité de commande 14, le cas échéant, une copie du signal de glissement. Ainsi, lorsque le glissement d’une ou plusieurs roues est détecté par l’unité de traitement 13, le signal de glissement correspondant est directement transmis à l’unité de commande 14. L’unité de commande 14 comporte une sortie 14b reliée directement à une première entrée 15a du système de régulation moteur 15, ou FADEC 15 (acronyme anglais pour « Full Authority Digital Engine Control », ou calculateurs de régulation numérique à pleine autorité des moteurs). Le FADEC 15 comporte par ailleurs une deuxième entrée 15b reliée à une sortie 16a de la manette des gaz 16, cette liaison permettant de transmettre une information relative à la position de la manette des gaz 16. Le FADEC 15 comporte une sortie 15c reliée à une entrée 20a d’un système de commande 20 d’un inverseur de poussée 21.

Ainsi, grâce à l’architecture décrite ci-dessus, lorsqu’un signal de glissement est émis par l’unité de traitement 13, ce signal est reçu par l’unité de commande 14. En fonction de ce signal, l’unité de commande 14 détermine un ordre d’activation ou, le cas échéant, de modulation de l’inverseur de poussée 21. Cet ordre est transmis au FADEC 15 qui le transmet au système de commande 20 de l’inverseur de poussée 21. Dans le cas d’un dérapage constaté par l’unité de traitement 13, l’unité de commande 14 remplace ainsi l’action du pilote sur la manette des gaz 16, et transmet au FADEC 15 l’ordre d’activation de l’inverseur de poussée 21. On obtient ainsi l’activation automatique du système d’inversion de poussée lorsque le glissement d’une ou plusieurs roues est détecté. Cette activation automatique permet de réaliser un déclenchement d’urgence du système d’inversion de poussée, notamment lorsque l’état de la piste, et plus particulièrement son adhérence, s’avère moins bon que prévu et impacte significativement la capacité de freinage de l’aéronef. L’activation automatique permet de gagner de précieuses secondes par rapport à une activation manuelle, qui serait dépendante du temps de réaction du pilote. Le système et le procédé conformes à l’invention, en permettant une telle activation automatique en cas de glissement d’une ou plusieurs roues, permettent d’assurer la sécurité voulue, tout en encourageant le pilote à prévoir un atterrissage sans activer l’inversion de poussée. A l’inverse, si les conditions de freinage sont correctes, le système d’inversion de poussée n’est pas mis en oeuvre. Ainsi, l’invention permet de réserver l’utilisation du système d’inversion de poussée principalement aux cas d’urgence, et donc de limiter la consommation, et, surtout l’usure des moteurs. L’activation automatique de l’inverseur de poussée sera décidée par le système si le taux de glissement (des roues freinées) mesuré est supérieur à un seuil. Ce seuil devra notamment prendre en compte la distorsion du torseur mécanique des forces de freinage induite par un dérapage partiel ou total (résultante et moment des forces sur l’avion). Ce torseur pourra être calculé en temps réel à partir des signaux de glissement transmis par chaque roue. Deux facteurs seront notamment pris en compte : la stabilité de la trajectoire et le rallongement de trajectoire. Par ailleurs, l’unité de traitement, analyse la distance parcourue et le taux de glissement de l’avion, ainsi que le rallongement de trajectoire, ce qui conduira le système à prendre une décision de déploiement, en particulier en cas de freinage automatique (autobrake), si une distorsion trop importante par rapport à la consigne de trajectoire est constatée.

Comme le montre la figure 2 l’unité de commande 14 ne fait que remplacer l’activation par la manette des gaz 16. Il ne change donc pas la structure des lignes de défense de l’inverseur contre un déploiement intempestif, dont les verrouillages logiques et mécaniques sont situés soit en aval du FADEC, soit dans le système avion, avec dans ce dernier cas la commande directe du verrou tertiaire 24 (ou TLS pour « Tertiary look System »), indépendamment du reste du système.

Sur un aéronef équipé d’un système conforme à l’invention et/ou apte à mettre en oeuvre le procédé conforme à l’invention, on pourra prévoir de remplacer ou compléter la commande du système d’inversion de poussée située au niveau de la manette des gaz 16 par un bouton de déclenchement d’urgence du système d’inversion de poussée.

Dans une variante du système décrit à la figure 1, on pourra prévoir que l’unité de commande 14 est reliée à la manette des gaz 16 (liaison 16b) et reçoit de celle-ci une information relative à la position de la manette des gaz. Cette information pourra permettre à l’unité de commande 14 de discriminer un de décollage avorté d’un cas d’atterrissage d’urgence.

La figure 2 représente un schéma logique simplifié de la fonction d’activation du système d’inversion de poussée conforme à la présente invention. Sur la figure 2 sont schématisés l’unité de traitement 13, l’unité de commande 14, le FADEC 15 et le système de commande 20 de l’inverseur de poussée 21. Dans l’exemple de la figure 3, l’unité de commande 14 est reliée à la fois à l’unité de traitement 13 et à la manette des gaz 16. Ainsi, l’unité de commande 14 émet un ordre d’activation du système d’inversion de poussée si elle reçoit un signal correspondant de l’unité de traitement 13 ou de la manette des gaz 16 (fonction « OR », correspondant à l’opérateur booléen « OU »). Cet ordre est transmis au FADEC 15, qui le transmet au système de commande 20 si d’autres conditions sont remplies, notamment si le régime moteur 22 est au ralenti, si les roues 23 ont touché le sol et si le verrou tertiaire 24 est désactivé.

La figure 2 montre en outre que le système de gestion de l’inversion de poussée (c’est-à-dire les éléments situés dans le cadre en pointillé 25) n’a pas à être modifié pour intégrer un système conforme à l’invention. En effet, les éléments situés dans le cadre en pointillé 25 de la figure 2 restent inchangés par la mise en oeuvre de l’invention, le système conforme à l’invention se substituant seulement à l’action du pilote sur la manette des gaz. On notera que de ce fait, la présente invention ne change pas le processus de certification du système d’inverseur.

La figure 3 est un schéma logique de la procédure d’atterrissage d’un avion équipé d’un système conforme à l’invention, ce système ayant préalablement activé en vol par le pilote. On rappelle en effet que le pilote pourra choisir de désactiver le système conforme à l’invention, cas qui n’est pas traité par la figure 3.

Le processus d’atterrissage représenté à la figure 3 débute lors de la phase d’approche (étape 40). Durant cette phase, le pilote prépare l’atterrissage, ce qui consiste notamment à présélectionner ou non l’activation du système de freinage automatique, ou autobrake (étape 41).

Si le pilote active le système de freinage automatique (étape 42), alors l’étape suivante est celle de l’atterrissage (étape 43). Lors de l’atterrissage, le pilote choisit d’activer ou non le système d’inversion de poussée (étape 44). Dans le cas où le pilote choisit d’activer ce système, alors les inverseurs de poussée sont déployés (étape 45). Le freinage est dans ce cas assuré par le système de freinage automatique combiné au système d’inversion de poussée (étape 46).

Bien entendu, le pilote conserve toujours une possibilité d’action durant cette phase de freinage (étape 47). Dans le cas où le pilote estime qu’une action relative au freinage est nécessaire (étape 48), le pilote a le choix parmi deux actions différentes (étape 49).

Le premier type d’action (étape 50) est une action du pilote sur la manette des gaz qui aboutit à la désactivation du système de freinage automatique (alternativement, l’action du pilote peut être la désactivation directe du système de freinage automatique au moyen d’un bouton de commande dédié). Dans ce cas, la fin de la phase de freinage s’effectue via un pilotage manuel à la fois des gaz (gestion du système d’inversion de poussée), et du freinage aux roues (étape 51). L’étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d’atterrissage (étape 52).

Le deuxième type d’action (étape 53) consiste en une action du pilote sur le palonnier qui est la commande manuelle du freinage aux roues. On distingue alors deux cas, selon l’intensité de la pression exercée par le pilote sur le palonnier (étape 54). Si cette pression est considérée comme étant forte, c’est-à-dire qu’elle est supérieure à un seuil prédéterminé (étape 55), alors l’action du pilote a pour effet de désactiver le système de freinage automatique (étape 56). L’étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d’atterrissage (étape 52).

Si la pression exercée par le pilote est considérée comme n’étant pas forte, c’est-à-dire qu’elle est inférieure à seuil prédéterminée (étape 57), alors l’action du pilote n’aboutit pas à la désactivation du système de freinage automatique. La fin du freinage est alors gérée automatiquement pour le freinage aux roues, le système conforme à l’invention étant susceptible d’agir sur la gestion des gaz en cas de détection d’un glissement, c’est-à-dire en cas d’alerte du système d’antidérapage (étape 58). L’étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d’atterrissage (étape 52).

Dans le cas où, lors de l’étape 47, le pilote n’effectue aucune action sur les commandes de freinage ou d’inversion de poussée (étape 59), alors le freinage s’effectue de manière automatique. En particulier, le régime moteur est contrôlé par le système de freinage automatique et le système d’antidérapage (étape 60). On notera que dans le cadre de l’invention, le système peut agir sur le contrôle des gaz pour modifier l’intensité de la contre-poussée, même si aucun glissement n’est détecté. L’étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d’atterrissage (étape 52).

Lorsqu’au cours de l’étape 44, le pilote choisit de ne pas activer le système d’inversion de poussée (étape 61), alors le freinage est assuré par le système de freinage automatique seul, sans aide du système d’inversion de poussée (étape 62). Seul le freinage aux roues est donc mis en œuvre, du moins au début de la séquence de freinage (étape 63). En effet, conformément à l’invention, le système de freinage aux roues comporte un système d’antidérapage, apte à détecter le glissement d’une ou plusieurs roues (parmi les roues freinées). Si le système d’antidérapage émet un signal représentatif de la survenue d’un tel glissement (étape 64), ce signal génère l’activation du système d’inversion de poussée (étape 65), à l’issue du processus décrit plus haut en relation avec la figure 1. De même que pour l’étape 46, le pilote conserve la possibilité d’agir sur les commandes, l’étape suivante est donc l’étape 47, déjà décrite. Si aucun glissement ne survient (étape 66), alors le freinage est effectué par le système de freinage automatique, seul le freinage aux roues étant mis en oeuvre (étape 67), et ce jusqu’à la fin de la phase de freinage. L’étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d’atterrissage (étape 52).

Si, lors de l’étape 41, le pilote Si n’active pas le système de freinage automatique (étape 68), on distingue deux cas selon que le pilote présélectionne ou non l’activation du système d’inversion de poussée « au touché » (étape 69). Dans le cas ou le pilote choisit de présélectionner ce déploiement automatique (étape 70), alors le système d’inversion de poussée est déployé automatiquement au touché (étape 71), c’est-à-dire lorsque l’avion se pose. La phase de freinage est donc effectuée avec le système d’inversion de poussée activé (étape 72).

Le pilote conserve toutefois la possibilité de gérer l’intensité de la contre-poussée en agissant ou non sur la manette des gaz (étape 73).

Si le pilote agit sur la manette des gaz (étape 74), alors le freinage est géré manuellement par le pilote, tant le freinage aux roues que l’inversion de poussée (étape 75). L’étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d’atterrissage (étape 52).

Si le pilote n’agit pas sur la manette des gaz (étape 76), alors le freinage est géré manuellement par le pilote, uniquement pour ce qui concerne le freinage aux roues (étape 77). Le système conforme à l’invention peut toutefois agir sur le contrôle des gaz pour modifier l’intensité de la contre-poussée si le système d’antidérapage détecte le glissement d’une ou plusieurs roues. L’étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d’atterrissage (étape 52).

Si, lors de l’étape 69, le pilote choisit de ne pas présélectionner le déploiement automatique du système d’inversion de poussée au touché (étape 78), alors l’atterrissage s’effectue sans action automatique (étape 79), que ce soit pour le freinage aux roues ou l’inversion de poussée. Le pilote conserve toutefois la possibilité d’activer ou non le système d’inversion de poussée (étape 80).

Si le pilote active le système d’inversion de poussée (étape 81), alors l’étape suivante est l’étape 72, déjà décrite.

Si le pilote n’active pas le système d’inversion de poussée (étape 82), alors seul le freinage est effectué sans l’aide de l’inversion de poussée (étape 83). Seul le freinage aux roues est donc mis en oeuvre (manuellement), du moins au début de la séquence de freinage (étape 84). Si le système d’antidérapage émet un signal représentatif du glissement d’une ou plusieurs roues (étape 85), ce signal génère l’activation du système d’inversion de poussée (étape 86), comme décrit plus haut. L’étape suivante est alors l’étape 73, déjà décrite. Si aucun glissement n’est détecté par le système d’antidérapage (étape 87), alors le freinage est effectué par freinage aux roues, seul le freinage aux roues étant mis en oeuvre (étape 88), et ce jusqu’à la fin de la phase de freinage. L’étape suivante est la fin de la phase de freinage et donc la fin de la procédure d’atterrissage (étape 52).

Il est rappelé que la présente description de l’invention est donnée à titre d’exemple non limitatif.

Claims

REVENDICATIONS

1. Procédé de commande du freinage d’un aéronef équipé d'un train d’atterrissage portant des roues freinées, l’aéronef étant propulsé par des turboréacteurs et équipé d’un système d’inversion de poussée, le procédé comportant les étapes de : - estimer l’adhérence des roues freinées, et - en fonction de l’adhérence estimée, activer le système d’inversion de poussée, ou moduler la contre-poussée générée par le système d’inversion de poussée si celui-ci est déjà activé.
2. Procédé selon la revendication 1, dans lequel le système d’inversion de poussée est activé si l’adhérence estimée est inférieure à un seuil prédéterminé.
3. Procédé selon la revendication 1 ou 2, dans lequel l’adhérence est estimée en fonction d’un taux de glissement des roues.
4. Procédé selon la revendication précédente, dans lequel le taux de glissement des roues est déterminé en fonction de la mesure de la vitesse de rotation des roues freinées.
5. Système de commande de freinage d’un aéronef équipé de roues (10) freinées et d’un ou plusieurs turboréacteurs équipé(s) d’un système d’inversion de poussée (21), le système comportant : - une unité de traitement (13) apte à déterminer un taux de glissement des roues (10), et à générer un signal représentatif d’une adhérence insuffisante si le taux de glissement est supérieur à un seuil prédéterminé ; - une unité de commande (14) apte à recevoir le signal généré par l’unité de traitement (13) et, sur réception de ce signal, à commander l’activation du système d’inversion de poussée (21 ).
6. Système selon la revendication précédente dans lequel l’unité de commande (14) est reliée à un système de régulation (15) des turboréacteurs, ou FADEC (15).
7. Système selon la revendication précédente dans lequel l’unité de commande (14) est intégrée à un système de régulation (15) des turboréacteurs, ou FADEC (15).
8. Système selon l’une quelconque des revendications 5 à 7, dans lequel le taux de glissement des roues (10) est déterminé en fonction des informations renvoyées par des capteurs (12) de vitesse de rotation des roues (10).
9. Aéronef équipé de roues (10) freinées et d’un ou plusieurs turboréacteurs équipé(s) d’un système d’inversion de poussée (21), l’aéronef étant apte à mettre en œuvre le procédé selon l’une des revendications 1 à 4 et/ou comportant un système selon l’une des revendications 5 à 8.