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POUR DES RAISONS DE SECURITE EN VOL, DANS LES MOTEURS A TURBINE A GAZ AERONAUTIQUES, IL EST SOUHAITABLE QUE DANS LE CAS D'UNE DEFAILLANCE D'UN SYSTEME DE COMMANDE ELECTRONIQUE, - TEL QU'UN SYSTEME DE COMMANDE DU CARBURANT -, CAUSE PAR EXEMPLE PAR UNE SURCHAUFFE DUE A UN INCENDIE, LE SYSTEME DE COMMANDE PROTEGE LE MOTEUR ET L'AVION CONTRE LES CONSEQUENCES D'UNE TELLE DEFAILLANCE. DANS LA PRESENTE INVENTION, CE BUT EST ATTEINT GRACE A UN SYSTEME DE COMMANDE 10 QUI EST MUNI D'UNE UNITE A SECURITE INTEGREE 22, LAQUELLE CONTROLE LA SITUATION DU SYSTEME DE COMMANDE 10 ET PLACE LE MOTEUR DANS UN MODE DE COMMANDE A SECURITE INTEGREE SI UN SIGNAL SIGNIFICATIF DE LA SITUATION DU SYSTEME DE COMMANDE ENGENDRE PAR L'UNITE A SECURITE INTEGREE 22 VARIE AU-DELA D'UNE LIMITE PREDETERMINEE. AINSI, POUR QUE LA SECURITE SOIT GARANTIE DANS LES CAS DE SURCHAUFFE, LE SIGNAL SIGNIFICATIF DE LA SITUATION DU SYSTEME DE COMMANDE EST REPRESENTATIF DE LA TEMPERATURE EPROUVEE PAR LE SYSTEME DE COMMANDE DU CARBURANT 10 ET LE MODE DE COMMANDE A SECURITE INTEGREE EST UN MODE DE COMMANDE DE LIMITATION DE VITESSE. DES SEQUENCES DE MODE DE COMMANDE SPECIFIQUES ET DES SECTEURS DE PRISE EN CHARGE DE L'UNITE DE COMMANDE CORRESPONDANTS AINSI QUE DES REALISATIONS SONT DECRITS, LESQUELLES SONT EFFICACES ET GARANTISSENT QUE TOUTES LES DEFAILLANCES DU SYSTEME DE COMMANDE ONT DES EFFETS PREVISIBLES ET BENINS.
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