FR2942645A1

FR2942645A1 - Fan part for turbofan engine of aircraft, has strip whose geometry permits application of displacement parallel to axis, during its rotary movement with respect to stator part, to assure variation of blade incidence based on setting law

Info

Publication number: FR2942645A1
Application number: FR0951270A
Authority: FR
Inventors: Philippe Pierre Vincent Bouiller; Stephane Rousselin
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2009-02-27
Filing date: 2009-02-27
Publication date: 2010-09-03
Anticipated expiration: 2029-02-27
Also published as: FR2942645B1

Abstract

The fan part (1a) has a support disk (22) for supporting fan blades (20). An incidence setting system is associated to each blade and has a pin (36) that is firmly mounted on a root (30) of the corresponding blade in an off-centered manner. The system has a guiding strip (38) fixed with respect to a stator part (4). Geometry of the strip permits application of additional displacement parallel to a longitudinal axis (2) of the fan part, during its rotary movement with respect to the stator part along the axis, to assure variation of incidence of the blade based on a cyclic setting law. An independent claim is also included for a turbojet engine comprising an aerodynamic fairing.

Description

1 AUBES DE SOUFFLANTE A CALAGE CYCLIQUE APPLIQUE PAR UNE PISTE DE GUIDAGE 1 BLOW OF CYCLIC BLOW MOUNTING BLOWER APPLIED BY A GUIDE TRACK

DESCRIPTION

La présente invention se rapporte de façon générale au domaine des turboréacteurs à double flux, de préférence pour aéronef. The present invention relates generally to the field of turbojet turbofan engines, preferably for aircraft.

De manière conventionnelle, un tel turboréacteur comprend une pluralité d'aubes de soufflante, et un disque de support des aubes capable d'être mis en rotation par rapport à une partie stator de soufflante, selon un axe longitudinal de soufflante. Conventionally, such a turbojet comprises a plurality of fan blades, and a blade support disc capable of being rotated relative to a fan stator portion, according to a longitudinal axis of the fan.

Les aubes de soufflante sont généralement montées fixement sur le disque de support, avec une incidence prédéterminée qui est identique pour chacune d'elles. Cette solution se révèle relativement satisfaisante lorsque la soufflante est alimentée en air de manière sensiblement homogène. Néanmoins, certaines conceptions de turboréacteur peuvent avoir pour conséquence une alimentation hétérogène de la soufflante en air, et ce en permanence durant le fonctionnement du turboréacteur. Cela est notamment le cas lorsque le carénage aérodynamique délimitant l'entrée d'air du turboréacteur masque une partie de l'ensemble d'aubes de cette soufflante, dans la direction de l'axe longitudinal de soufflante. A titre indicatif, ces configurations sont dites à turboréacteurs partiellement enterrés , et contrastent avec les 2 solutions classiques dans lesquelles le carénage aérodynamique délimitant l'entrée d'air chemine tout le long du carter extérieur fixe de la soufflante, sans masquer les aubes de celle-ci. The fan blades are generally fixedly mounted on the support disk, with a predetermined incidence which is identical for each of them. This solution is relatively satisfactory when the blower is supplied with air in a substantially homogeneous manner. Nevertheless, certain turbojet engine designs may result in a heterogeneous supply of the fan in air, and this continuously during operation of the turbojet engine. This is particularly the case when the aerodynamic fairing delimiting the air intake of the turbojet engine masks part of the set of vanes of this fan, in the direction of the longitudinal axis of the fan. As an indication, these configurations are said to turbojet engines partially buried, and contrast with the two conventional solutions in which the aerodynamic fairing delimiting the air inlet travels all along the fixed outer casing of the blower, without masking the blades of that -this.

Pour faire face aux cas où la soufflante est alimentée en air de manière hétérogène, l'invention prévoit une partie soufflante de turboréacteur à double flux comprenant une pluralité d'aubes de soufflante, un disque de support des aubes capable d'être mis en rotation par rapport à une partie stator de soufflante, selon un axe longitudinal de soufflante, et comprenant un système de calage en incidence associé à chaque aube de soufflante, ces systèmes étant conçus de telle sorte que l'incidence de chaque aube varie selon une même loi de calage fonction de la position angulaire de l'aube par rapport à la partie stator, selon ledit axe longitudinal de soufflante, ladite même loi de calage étant périodique de période P = 360°/n, avec n correspondant à un nombre entier supérieur ou égal à 1. To cope with cases where the blower is supplied with air in a heterogeneous manner, the invention provides a blowing portion of a turbofan engine comprising a plurality of blower vanes, a blade support disc capable of being rotated relative to a fan stator portion, along a longitudinal axis of a fan, and comprising an incidence timing system associated with each fan blade, these systems being designed so that the incidence of each blade varies according to the same law a wedging function according to the angular position of the blade with respect to the stator part, along said longitudinal axis of the fan, said same calibration law being periodic with a period P = 360 ° / n, with n corresponding to a higher integer or equal to 1.

De plus, ledit système de calage en incidence comprend un ergot monté fixement de manière excentrée sur le pied de l'aube concernée, ainsi qu'une piste de guidage fixe par rapport à la partie stator de soufflante et agencée autour dudit axe longitudinal de soufflante, ladite piste de guidage présentant une géométrie permettant d'appliquer audit ergot, durant son mouvement rotatif par rapport à la partie stator selon l'axe longitudinal, un déplacement additionnel parallèle à ce même axe, assurant une variation de l'incidence de l'aube selon ladite loi de calage. 3 En d'autres termes, l'invention prévoit que les aubes passent successivement à une position angulaire quelconque de la partie stator avec la même incidence, qui suit une loi de calage évolutive au cours d'un tour entier de soufflante selon son axe longitudinal. Ce calage cyclique permet de répondre de manière extrêmement satisfaisante aux cas dans lesquels l'alimentation en air de la soufflante est hétérogène en permanence, étant donné que la variation d'incidence des aubes de soufflante est elle aussi obtenue en permanence, grâce à la coopération entre l'ergot et sa piste de guidage présentant une géométrie adéquate. Il s'agit par exemple, comme mentionné ci-dessus, des cas où le turboréacteur est partiellement enterré dans la structure de l'aéronef, de préférence dans l'aile principale. Ainsi, dans ce cas préféré d'un turboréacteur partiellement enterré, la loi de calage unique est préférentiellement prévue pour faire en sorte que lorsqu'une aube de soufflante quelconque entre dans la zone masquée, également dite enterrée, son incidence soit diminuée de manière à ce qu'elle réclame moins d'air, réduisant ainsi les risques de pompage et de chute de rendement. En revanche, lorsqu'elle sort de cette zone masquée, son incidence normale est rétablie sans aucun risque, puisqu'elle se retrouve dans le flux d'air. Naturellement, des lois de calage beaucoup plus complexes sont envisageables, et déterminables en fonction des contraintes et besoins rencontrés. 4 Comme cela ressort de ce qui précède, ledit système de calage en incidence est piloté de manière passive par la rotation du disque de support des aubes par rapport à la partie stator de soufflante, selon ledit axe longitudinal de soufflante. La nature passive traduit ici le fait qu'aucune source d'énergie additionnelle autre que celle de la rotation de la soufflante n'est employée. En effet, la rotation de la soufflante a pour effet d'appliquer à l'ergot d'une aube donnée un mouvement rotatif par rapport à la partie stator, selon l'axe longitudinal. Durant ce mouvement rotatif, l'ergot suit la piste de guidage, dont la géométrie spécifique a pour conséquence d'appliquer à cet ergot un déplacement additionnel parallèle à l'axe longitudinal, assurant la variation souhaitée de l'incidence de l'aube. En d'autres termes, la piste de guidage a pour fonction de transformer le déplacement rotatif de l'ergot en un déplacement axial de ce dernier, par rapport à la partie stator. In addition, said incidence timing system comprises a lug mounted eccentrically fixed on the root of the blade concerned, and a guide track fixed relative to the fan stator portion and arranged around said longitudinal axis of the fan , said guide track having a geometry for applying to said lug, during its rotational movement relative to the stator portion along the longitudinal axis, an additional displacement parallel to the same axis, ensuring a variation in the incidence of the dawn according to said calibration law. In other words, the invention provides that the vanes pass successively at any angular position of the stator part with the same incidence, which follows an evolutionary law of staggering during an entire revolution of the fan along its longitudinal axis. . This cyclical setting makes it possible to respond extremely satisfactorily to cases in which the supply of air to the blower is constantly heterogeneous, since the variation in the incidence of the fan blades is also obtained permanently, thanks to the cooperation between the lug and its guide track having a suitable geometry. This is for example, as mentioned above, cases where the turbojet engine is partially buried in the structure of the aircraft, preferably in the main wing. Thus, in this preferred case of a partially buried turbojet engine, the unique stalling law is preferably designed to ensure that when any fan blade enters the masked zone, also called the buried zone, its incidence is reduced so as to it requires less air, thus reducing the risk of pumping and falling yield. On the other hand, when it leaves this masked zone, its normal incidence is restored without any risk, since it is found in the flow of air. Naturally, much more complex calibration laws are possible and determinable according to the constraints and needs encountered. As is apparent from the foregoing, said pitch timing system is driven passively by the rotation of the blade support disk relative to the fan stator portion, along said longitudinal fan axis. The passive nature here translates the fact that no additional source of energy other than that of the rotation of the fan is used. Indeed, the rotation of the fan has the effect of applying to the pin of a given blade a rotational movement relative to the stator portion, along the longitudinal axis. During this rotary movement, the lug follows the guide track, whose specific geometry has the effect of applying to this lug an additional displacement parallel to the longitudinal axis, ensuring the desired variation in the incidence of the blade. In other words, the guide track has the function of transforming the rotary displacement of the lug in an axial displacement of the latter, relative to the stator portion.

Avec cette conception spécifique, il est préférentiellement prévu que les systèmes de calage en incidence de toutes les aubes de la soufflante partagent la même piste de guidage. Il pourrait néanmoins en être autrement, sans sortir du cadre de l'invention. De préférence, ledit système de calage en incidence comporte en outre un galet solidaire dudit ergot, logé à coulissement dans ladite piste de guidage. Alternativement, l'ergot pourrait être lui- même logé directement dans la piste de guidage, sans sortir du cadre de l'invention. With this specific design, it is preferentially provided that the angle setting systems of all the blades of the fan share the same guide track. It could nevertheless be otherwise, without departing from the scope of the invention. Preferably, said incidence wedging system further comprises a roller integral with said pin, slidably housed in said guide track. Alternatively, the lug could itself be housed directly in the guide track, without departing from the scope of the invention.

De préférence, ladite piste de guidage prend la forme d'une rainure ouverte radialement vers l'extérieur. Sa forme est alors sensiblement annulaire centrée sur l'axe longitudinal de soufflante, tout en 5 présentant une évolution de sa position dans la direction axiale/longitudinale afin d'appliquer ladite loi de calage désirée. De préférence, ledit nombre entier n définissant la période de la loi de calage est égal à 1, ce qui traduit une période égale à un tour. L'invention concerne également un turboréacteur comprenant une partie soufflante telle que décrite ci-dessus. De préférence, le turboréacteur est prévu pour être partiellement enterré, à savoir qu'il comprend un carénage aérodynamique délimitant l'entrée d'air du turboréacteur et masquant, lorsqu'il est vu selon la direction de l'axe longitudinal de soufflante, une partie de l'ensemble d'aubes de cette soufflante. Preferably, said guide track takes the form of an open groove radially outwardly. Its shape is then substantially annular centered on the longitudinal axis of the fan, while having an evolution of its position in the axial / longitudinal direction in order to apply said desired calibration law. Preferably, said integer n defining the period of the calibration law is equal to 1, which reflects a period equal to one revolution. The invention also relates to a turbojet comprising a blower part as described above. Preferably, the turbojet engine is provided to be partially buried, namely that it comprises an aerodynamic fairing delimiting the air inlet of the turbojet engine and masking, when viewed in the direction of the longitudinal axis of the fan, a part of the blade assembly of this fan.

En d'autres termes, dans ce cas de figure, la surface en section transversale de l'entrée d'air est inférieure à une surface en forme de disque de diamètre correspondant à celui de la partie rotative de la soufflante, le rapport entre ces deux surfaces pouvant être de l'ordre de 0,33. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. Cette description sera faite au regard des 30 dessins annexés parmi lesquels ; 6 - la figure 1 représente une vue en demi-coupe longitudinale d'une portion avant d'un turboréacteur selon un mode de réalisation préféré de la présente invention ; - la figure la représente une vue partielle en perspective d'une partie du système de calage en incidence montré sur la figure 1 ; - la figure 2 représente une vue de face du turboréacteur montré sur la figure 1 ; - la figure 3 représente un système de calage en incidence de l'une des aubes de soufflante du turboréacteur montré sur les figures 1 et 2, dans différentes configurations adoptées au cours d'un tour de ladite aube concernée ; et 15 la figure 4 représente un graphe schématisant la loi de calage appliquée à ladite aube. En référence à la figure 1, on peut apercevoir une portion avant d'un turboréacteur 1 selon un mode de réalisation préféré de la présente 20 invention. Cette partie avant est essentiellement composée d'une partie soufflante la, centrée sur un axe longitudinal 2 correspondant également à l'axe du turboréacteur. Elle comprend globalement une partie stator 4, ainsi qu'une partie 6 mobile en rotation 25 autour de cette partie stator, selon l'axe 2. La partie stator 4 est fixe et comprend entre autres un carter extérieur fixe de soufflante 8, solidaire d'un carter intermédiaire permettant d'assurer la délimitation entre le flux primaire 12 et le flux secondaire 14 du 30 turboréacteur. En outre, ce carter extérieur fixe de soufflante 8 porte vers l'avant un carénage 10 7 aérodynamique 16 délimitant l'entrée d'air 18 du turboréacteur. La partie rotative 6 comprend quant à elle une pluralité d'aubes de soufflante 20, dont une seule est visible sur la figure 1, ainsi qu'un disque de support des aubes 22 centré sur l'axe 2. A titre d'exemple indicatif, la mise en rotation de la partie mobile 6 est assurée à l'aide d'une arbre rotatif d'entraînement 24 centré sur l'axe 2, et engrenant directement ou par l'intermédiaire d'une boîte d'engrenages avec ledit support 22, également dénommé moyeu. Ce dernier présente une pluralité d'orifices 28 espacés circonférentiellement les uns des autres, chacun dédié au logement de l'une des aubes de soufflante 20. Ainsi, comme cela est représenté pour l'une des aubes 20 sur la figure 1, l'orifice 28 reçoit le pied 30 de l'aube de manière à autoriser une rotation de celle-ci selon un axe de pivotement d'aube 32, de préférence sensiblement radial. Cela est notamment permis par la mise en place de paliers de roulements 34 entre l'orifice 28 et le pied d'aube 30. Ce montage rotatif de l'aube 20 par rapport au moyeu 22 selon l'axe 32 est prévu pour pouvoir piloter cette aube en incidence, grâce à un système de calage en incidence qui va maintenant être décrit, et qui est de préférence sensiblement identique pour chacune des aubes. Il incorpore tout d'abord un ergot 36 monté fixement sur le pied d'aube 30, de manière excentrée par rapport à l'axe de pivotement 32, et faisant 8 saillie radialement vers l'intérieur. Son extrémité radiale externe est donc solidaire du pied 30, tandis que son extrémité radiale interne porte préférentiellement un galet 37. In other words, in this case, the cross-sectional area of the air inlet is smaller than a disc-shaped surface of diameter corresponding to that of the rotating part of the blower, the ratio between these two surfaces may be of the order of 0.33. Other advantages and features of the invention will become apparent in the detailed non-limiting description below. This description will be made with reference to the appended drawings, among which: FIG. 1 represents a longitudinal half-sectional view of a front portion of a turbojet according to a preferred embodiment of the present invention; - Figure la shows a partial perspective view of a portion of the wedging system in incidence shown in Figure 1; FIG. 2 represents a front view of the turbojet engine shown in FIG. 1; - Figure 3 shows a wedging system in incidence of one of the fan blades of the turbojet engine shown in Figures 1 and 2, in different configurations adopted during a turn of said blade concerned; and FIG. 4 represents a graph schematizing the calibration law applied to said blade. With reference to FIG. 1, it is possible to see a front portion of a turbojet engine 1 according to a preferred embodiment of the present invention. This front portion is essentially composed of a blower part, centered on a longitudinal axis 2 also corresponding to the axis of the turbojet engine. It generally comprises a stator portion 4, and a portion 6 rotatable around said stator portion, along the axis 2. The stator portion 4 is fixed and comprises inter alia a fixed outer fan casing 8 secured to an intermediate casing to ensure the delimitation between the primary flow 12 and the secondary flow 14 of the turbojet engine. In addition, this fixed outer fan casing 8 carries forward an aerodynamic fairing 16 delimiting the air inlet 18 of the turbojet engine. The rotating part 6 comprises in turn a plurality of fan blades 20, only one of which is visible in FIG. 1, as well as a support disk for the blades 22 centered on the axis 2. As an indicative example , the rotation of the movable part 6 is ensured by means of a rotary drive shaft 24 centered on the axis 2, and meshing directly or via a gearbox with said support 22, also called hub. The latter has a plurality of orifices 28 spaced circumferentially from each other, each dedicated to the housing of one of the fan blades 20. Thus, as shown for one of the blades 20 in FIG. orifice 28 receives the foot 30 of the blade so as to allow a rotation thereof along a blade pivot axis 32, preferably substantially radial. This is in particular permitted by the introduction of rolling bearings 34 between the orifice 28 and the blade root 30. This rotational mounting of the blade 20 with respect to the hub 22 along the axis 32 is intended to be able to drive this blade in incidence, thanks to an incidence timing system which will now be described, and which is preferably substantially identical for each blade. It first incorporates a lug 36 fixedly mounted on the blade root 30, eccentrically to the pivot axis 32, and protruding radially inwardly. Its outer radial end is therefore integral with the foot 30, while its inner radial end preferably carries a roller 37.

Par ailleurs, il est prévu une piste de guidage 38 fixe par rapport à la partie stator 4, cette piste cheminant autour de l'axe longitudinal de soufflante 2. Plus précisément, la piste de guidage 38, logeant le galet suiveur 37, est une piste suivant une ligne fermée, et adopte préférentiellement la forme d'une rainure centrée sur l'axe 2 et ouverte radialement vers l'extérieur. Cela est notamment visible sur la figure la montrant une partie de cette piste 38, qui est délimitée axialement vers l'aval et vers l'amont respectivement par deux flancs 39 sensiblement annulaires, dont l'écartement constant e est sensiblement identique au diamètre du galet 37. Ainsi, dans le mode de réalisation préféré représenté, la piste 38 se trouve agencée radialement vers l'intérieur par rapport au pied d'aube 30, afin que le galet 37 puisse se loger entre les deux flancs 39 servant à son guidage. De préférence, cette piste 38 est partagée par tous les systèmes de calage équipant les aubes de la soufflante, à savoir qu'elle loge une pluralité de galets 37 chacun associé à l'ergot 36 d'une aube donnée. L'une des particularités de l'invention réside dans le fait que la piste de guidage 38 présente une géométrie permettant d'appliquer à l'ergot 36, durant son mouvement rotatif par rapport à la partie 9 stator 4, un déplacement additionnel parallèle à l'axe 2, assurant une variation de l'incidence de l'aube. Ainsi, ce système est piloté de manière passive, puisque la rotation de la partie mobile 6 de la soufflante a pour conséquence de faire cheminer le galet 37 le long de la piste 38, et de provoquer ainsi le déplacement additionnel de l'ergot 36 selon la direction de l'axe 2. Pour ce faire, la piste 38 s'étend dans la direction annulaire autour de l'axe 2, mais également dans la direction de cet axe afin d'obtenir l'évolution du calage souhaitée. Le système de calage en incidence est spécifiquement conçu pour que l'aube 20 à laquelle il est associé ait une incidence variant selon une loi de calage cyclique, de préférence de période correspondant à un tour de soufflante. Cette loi de calage, qui donne l'incidence de l'aube en fonction de sa position angulaire par rapport à la partie stator 4 selon l'axe 2, est la même pour toutes des aubes 20 de la soufflante. Elle est déterminée en fonction des besoins rencontrés. Dans l'exemple montré sur la figure 2, le turboréacteur 1 est destiné à être semi-enterré dans la structure de l'aéronef, de préférence dans l'aile principale. Ainsi, en vue de face telle que visible sur cette figure 2, le carénage aérodynamique 16 délimitant l'entrée d'air 18 masque la moitié inférieure de l'ensemble d'aubes 20. Dans cette situation, la loi de calage unique Lc schématisée sur la figure 4 est préférentiellement prévue pour faire en sorte que lorsqu'une aube quelconque 20 se trouve dans une 10 position angulaire de 0° par rapport à la partie stator 4, elle présente une incidence dite normale, qui est conservée jusqu'à ce qu'elle occupe une position angulaire proche de 90°. Les deux représentations de gauche sur la figure 3 représentent respectivement l'état du système de calage pour les deux positions angulaires de 0° et 90° de l'aube. Sur cette figure, pour faciliter la compréhension, la piste de guidage 38 a été représentée de manière développée dans le plan, alors qu'il est rappelé que celle-ci présente une forme globalement annulaire. On peut apercevoir qu'entre ces deux premières positions, la piste 38 ne présente aucune évolution dans la direction axiale, de sorte que l'incidence de l'aube n'est pas modifiée au cours de ce premier quart de tour. A partir de la position angulaire de 90° et jusqu'à sa position angulaire de 180°, correspondant à 6h, l'aube 20 voit son incidence diminuer, de préférence jusqu'à une valeur nulle ou presque nulle. Durant cette portion du cycle, l'aube en question traverse effectivement la partie masquée / enterrée, et il est donc fait en sorte qu'elle réclame moins d'air afin de réduire les risques de pompage et de chute de rendement. A l'inverse, à partir de la position angulaire de 180° et jusqu'à sa position angulaire de 270° coïncidant avec la sortie de la partie masquée / enterrée de la soufflante, l'aube 20 voit son incidence augmenter jusqu'à atteindre à nouveau sa valeur dite normale, qu'elle conserve ensuite jusqu'à sa position angulaire de 0°, correspondant également à 360°. A cet 11 égard, les deux représentations de droite sur la figure 3 représentent respectivement l'état du système de calage pour les deux positions angulaires de 180° et 270° de l'aube. Furthermore, there is provided a guide track 38 fixed relative to the stator part 4, this track running around the longitudinal axis of the fan 2. More specifically, the guide track 38, housing the follower roller 37, is a track following a closed line, and preferentially adopts the shape of a groove centered on the axis 2 and open radially outwardly. This is particularly visible in Figure la showing a portion of this track 38, which is defined axially downstream and upstream respectively by two substantially annular flanks 39, the constant spacing e is substantially identical to the diameter of the roller 37. Thus, in the preferred embodiment shown, the track 38 is arranged radially inwardly relative to the blade root 30, so that the roller 37 can be housed between the two flanks 39 serving for its guidance. Preferably, this track 38 is shared by all the setting systems equipping the vanes of the fan, namely that it houses a plurality of rollers 37 each associated with the lug 36 of a given blade. One of the peculiarities of the invention resides in the fact that the guiding track 38 has a geometry that makes it possible to apply to the lug 36, during its rotary movement with respect to the stator part 4, an additional displacement parallel to axis 2, ensuring a variation of the incidence of dawn. Thus, this system is driven passively, since the rotation of the movable portion 6 of the fan causes the roller 37 to travel along the track 38, and thus cause the additional displacement of the lug 36 according to FIG. the direction of the axis 2. To do this, the track 38 extends in the annular direction about the axis 2, but also in the direction of this axis to obtain the evolution of the desired setting. The incidence wedging system is specifically designed so that the blade 20 with which it is associated has an incidence varying according to a cyclic stall law, preferably of period corresponding to a fan revolution. This clamping law, which gives the incidence of the blade according to its angular position relative to the stator portion 4 along the axis 2, is the same for all blades 20 of the fan. It is determined according to the needs met. In the example shown in FIG. 2, the turbojet engine 1 is intended to be semi-buried in the structure of the aircraft, preferably in the main wing. Thus, in a front view as visible in this Figure 2, the aerodynamic fairing 16 defining the air inlet 18 masks the lower half of the blade assembly 20. In this situation, the unique calibration law Lc schematized 4 is preferably provided to ensure that when any blade 20 is in an angular position of 0 ° with respect to the stator portion 4, it has a so-called normal incidence, which is maintained until that it occupies an angular position close to 90 °. The two representations on the left in FIG. 3 respectively represent the state of the chocking system for the two angular positions of 0 ° and 90 ° of the blade. In this figure, to facilitate understanding, the guide track 38 has been shown in a developed manner in the plane, while it is recalled that it has a generally annular shape. It can be seen that between these two first positions, the track 38 has no change in the axial direction, so that the incidence of dawn is not changed during this first quarter turn. From the angular position of 90 ° and up to its angular position of 180 °, corresponding to 6h, the blade 20 sees its incidence decrease, preferably to a value of zero or almost zero. During this portion of the cycle, the dawn in question effectively crosses the masked / buried portion, and is therefore made to require less air to reduce the risk of pumping and falling yield. Conversely, from the angular position of 180 ° and to its angular position of 270 ° coinciding with the exit of the masked / buried part of the fan, the blade 20 sees its incidence increase until reaching again its so-called normal value, which it then retains up to its angular position of 0 °, also corresponding to 360 °. In this respect, the two right-hand representations in FIG. 3 respectively represent the state of the chocking system for the two angular positions of 180 ° and 270 ° of the blade.

Ainsi, on peut voir qu'entre les positions 90° et 180°, la piste 38 se décale progressivement vers l'aval dans la direction de l'axe 2, assurant le déplacement additionnel de l'ergot 36 dans cette même direction. Par conséquent, au cours de ce quart de tour, l'aube voit en effet son calage évoluer en se fermant progressivement. En revanche, on peut voir qu'entre les positions 180° et 270°, la piste 38 se décale progressivement vers l'amont dans la direction de l'axe 2, assurant le déplacement additionnel de l'ergot 36 dans cette même direction. Par conséquent, au cours de ce quart de tour, l'aube voit son calage évoluer, en se ré-ouvrant à nouveau jusqu'à sa position d'incidence normale. Enfin, on peut apercevoir qu'entre les positions 270° et 360°, la piste 38 ne présente aucune évolution dans la direction axiale, de sorte que l'incidence de l'aube n'est pas modifiée au cours de ce dernier quart de tour. Naturellement, la loi de calage unique Lc appliquée à toutes les aubes de soufflante 20 pourrait différer, mais avec une même configuration d'entrée d'air 18, sans sortir du cadre de l'invention. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs. Thus, it can be seen that between the 90 ° and 180 ° positions, the track 38 is gradually shifted downstream in the direction of the axis 2, ensuring the additional displacement of the lug 36 in the same direction. Therefore, during this quarter turn, the dawn sees its rigging evolve gradually closing. On the other hand, it can be seen that between the 180 ° and 270 ° positions, the track 38 shifts progressively upstream in the direction of the axis 2, ensuring the additional displacement of the lug 36 in the same direction. Therefore, during this quarter turn, dawn sees its rigging evolve, re-opening again to its normal incidence position. Finally, it can be seen that between the positions 270 ° and 360 °, the track 38 has no evolution in the axial direction, so that the incidence of the blade is not changed during this last quarter of tower. Naturally, the unique clamping law Lc applied to all the fan blades 20 could differ, but with the same air intake configuration 18, without departing from the scope of the invention. Of course, various modifications may be made by those skilled in the art to the invention which has just been described, solely by way of non-limiting examples.

Claims

REVENDICATIONS1. A turbofan blower portion (la) comprising a plurality of blower vanes (20), a blade support disk (22) capable of being rotated relative to a blower stator portion (4), along a longitudinal axis (2) of a fan, characterized in that an incidence wedging system is associated with each fan blade (20), these systems being designed so that the incidence of each blade varies according to the same calibration law (Lc) function of the angular position of the blade (20) with respect to the stator part (4), along said longitudinal axis (2) of a fan, said same calibration law being periodic with period P = 360 ° / n, with n corresponding to an integer greater than or equal to 1, and in that said incidence wedging system comprises a pin (36) fixedly mounted eccentrically on the foot (30) of the blade concerned, as well as a guide track (38) fixed with respect to the stator part (4) of blower and arranged around said longitudinal axis of blower (2), said guide track having a geometry for applying to said lug (36) during its rotary movement with respect to the stator portion (4) along the longitudinal axis (2 ), an additional displacement parallel to this same axis, ensuring a variation of the incidence of the blade according to said calibration law (Lc).

2. The blowing portion according to claim 1, characterized in that said bearing timing system further comprises a roller (37) integral with said pin (36), slidably accommodated in said guide track (38).

3. Blower unit according to claim 1, characterized in that said guide track (38) takes the form of a groove open radially outwardly.

4. Blower part according to any one of the preceding claims, characterized in that the wedging systems in incidence of all the blades (20) of the fan share the same guide track.

5. Blower part according to any one of the preceding claims, characterized in that said integer n is equal to 1.

6. Turbojet (1) characterized in that it comprises a blower part (la) according to any one of the preceding claims.

7. Turbojet engine according to claim 6, characterized in that it comprises an aerodynamic fairing (16) defining the air inlet (18) of the turbojet engine and masking, when viewed according to the. direction of the longitudinal fan axis (2), a part of the blade assembly (20) of this fan.