FR2992347A1 - Recepteur de turbomachine d'aeronef a doublet d'helices contrarotatives non carenees, comprenant une turbine libre exterieure a maintien renforce - Google Patents

Abstract

La présente invention se rapporte à une hélice non carénée (32) pour turbomachine d'aéronef comprenant une pluralité de pales (48) ainsi qu'un anneau de support de pales (47) pourvu de logements (50) recevant chacun un pivot (52) portant le pied (58) de l'une de ces pales. Selon l'invention, au moins l'un des pivots (52) est équipé d'au moins un caloduc (74) dont l'extrémité d'évaporation (76) est montée sur ce pivot.

Description

RÉCEPTEUR DE TURBOMACHINE D'AÉRONEF À DOUBLET D'HÉLICES CONTRAROTATIVES NON CARÉNÉES, COMPRENANT UNE TURBINE LIBRE EXTÉRIEURE À MAINTIEN RENFORCÉ DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des hélices non carénées pour turbomachine d'aéronef, et plus spécifiquement au refroidissement des éléments de cette hélice, en particulier les pieds de pales. L'invention trouve une application privilégiée dans le domaine des turbomachines pour aéronef dont le récepteur comporte un doublet d'hélices contrarotatives non carénées, ce type de turbomachine étant également dénommé « à soufflantes non carénées », ou portant encore l'appellation anglaise « open rotor ».

De préférence, mais non exclusivement, l'invention s'applique à une turbomachine dont les deux hélices contrarotatives non carénées sont entraînées par turbines libres de puissance. Ce type d'entraînement des hélices par turbines contrarotatives imbriquées l'une dans l'autre est également connue sous l'appellation anglaise « Direct Drive ». Encore plus préférentiellement, il s'agit d'un entraînement du type à réducteur, comprenant de préférence un train épicycloïdal.

ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE Sur la figure 1, il est représenté de façon schématique une turbomachine à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, dite « open rotor », selon une réalisation classique de l'art antérieur, telle qu'elle est connue du document FR-A-2 941 494. Sur cette figure, la direction A correspond à la direction longitudinale ou direction axiale, parallèle à l'axe longitudinal 2 de la turbomachine. La direction B correspond quant à elle à la direction radiale de la turbomachine. De plus, la flèche 4 schématise la direction principale d'écoulement des gaz à travers la turbomachine. Les termes « amont » et « aval » utilisés dans la suite de la description sont à considérer par rapport à cette direction d'écoulement des gaz 4. En partie avant, la turbomachine 1 présente une entrée d'air 6 se poursuivant vers l'arrière par une nacelle 8, celle-ci comportant globalement une peau extérieure 10 et une peau intérieure 12, toutes les deux centrées sur l'axe 2 et décalées radialement l'une de l'autre. La peau intérieure 12 forme carter radial externe pour un générateur de gaz 14, comprenant de façon classique, de l'avant vers l'arrière, un compresseur basse pression 16, un compresseur haute pression 18, une chambre de combustion 20, une turbine haute pression 22, et une turbine de pression intermédiaire 24. Le compresseur 16 et la turbine 24 sont reliés mécaniquement par un arbre 26, formant ainsi un corps basse pression, tandis que le compresseur 18 et la turbine 22 sont reliés mécaniquement par un arbre 28, formant un corps de pression plus élevée. Par conséquent, le générateur de gaz 14 présente de préférence une conception classique, dite à double corps. En aval de la turbine de pression intermédiaire 24 se trouve un récepteur 30 à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, entraînées par des turbines libres de puissance. Plus précisément, ce récepteur 30 est disposé en aval d'un carter fixe 42, lui-même agencé dans le prolongement arrière du carter radial externe 12 du générateur de gaz 14. D'ailleurs, les carters 12 et 42 peuvent être réalisés d'une seule pièce. Le carter fixe 42 se prolonge ensuite vers l'arrière en se rétrécissant selon la direction radiale, pour former un arbre fixe 57 centré sur l'axe 2, formant le carter fixe du récepteur 30. Le récepteur 30 comporte tout d'abord un premier ensemble tournant 32a muni d'une première hélice 32, d'une première turbine libre de puissance 34 entraînant cette hélice, et d'un premier dispositif structural tournant 33 situé dans le prolongement axial de la turbine libre 34 vers l'avant, en étant interposé entre le premier étage de cette turbine et le carter fixe 42. Le dispositif structural tournant 33 prend généralement la forme d'une pluralité de bras espacés circonférentiellement les uns des autres, et qui s'étendent radialement. Ces bras sont reliés à la première hélice 32 en portant le carter extérieur de turbine 49, lui-même relié à l'hélice 32 grâce en particulier à un flasque ou une pluralité de clips 44 permettant de déporter radialement cette hélice 32 vers l'extérieur. Les clips 44 présentent une extrémité radiale interne solidaire du carter extérieur 49, et une extrémité radiale externe solidaire d'un anneau polygonal (non représenté sur la figure 1) de support des pales 48. Ces pales font saillie radialement vers l'extérieur à partir d'un carter ou capot extérieur d'hélice 46, dont l'une des particularités est de se trouver dans la continuité aérodynamique arrière de la peau extérieure 10 de la nacelle. De manière analogue, le récepteur 30 comporte un second ensemble tournant 36a muni d'une seconde hélice 36, d'une seconde turbine libre de puissance 38 entraînant cette hélice, et d'un second dispositif structural tournant 37 situé dans le prolongement axial de la turbine libre 38 vers l'arrière, en étant situé derrière le dernier étage de cette turbine. Le dispositif structural tournant 37, qui s'étend essentiellement radialement, supporte la seconde hélice 36 en lui étant relié grâce en particulier à un flasque ou une pluralité de clips 51 permettant de déporter radialement l'hélice 36 vers l'extérieur. Ici également, les clips 51 présentent une extrémité radiale interne solidaire du carter structural tournant 37, et une extrémité radiale externe solidaire d'un anneau polygonal (non représenté sur la figure 1) de support des pales 55. Ces pales 55 font saillie radialement vers l'extérieur à partir d'un carter ou capot extérieur 53, qui se trouve dans la continuité aérodynamique arrière du capot extérieur 46 de la première hélice 32.

Par ailleurs, les première et seconde turbines libres 34, 38 sont imbriquées l'une dans l'autre de manière à former un doublet de turbines contrarotatives. Les étages de la première turbine sont ainsi agencés en alternance avec les étages de la seconde turbine, dans la direction A. Ce doublet est donc également assimilable à une turbine à deux rotors contrarotatifs. A titre indicatif, les turbines libres 34, 38 ne disposent d'aucun lien mécanique direct avec les composants tournants du générateur de gaz, à savoir qu'elles n'entraînent ni ne sont entraînées par les éléments 16, 18, 22, 24. Seuls les gaz de la veine primaire s'échappant de la turbine de pression intermédiaire 24 assurent donc la mise en rotation de ces turbines libres 34, 38 formant le doublet de turbines contrarotatives. En référence à présent plus spécifiquement aux figures 2 à 4, il est montré de manière plus détaillée la conception de la première hélice 32, étant entendu que la seconde hélice 36 présente une conception identique ou similaire, et qu'elle ne sera donc pas davantage décrite. Comme évoqué précédemment, l'hélice 32 comporte un anneau polygonal 47 servant de support des pales 48, cet anneau formant un moyeu de l'hélice. Il comporte une pluralité de logements 50 espacés circonférentiellement les uns des autres, ces logements étant dénommés logement radiaux. Chacun d'eux reçoit un pivot 52, un roulement 54 étant interposé entre ce pivot 52 et son logement associé 50 formant alésage, comme cela a été représenté sur la figure 3.

Chaque pivot 52 présente une partie inférieure 52a placée à l'intérieur de son logement associé, cette partie inférieure étant sensiblement cylindrique, et creuse de manière à présenter une section en forme générale de U ouvert radialement vers l'intérieur. De plus, le pivot 52 se prolonge radialement vers l'extérieur par une partie supérieure 52b située au-dessus de l'anneau 47, cette partie supérieure 52b présentant une rainure 56 schématisée sur la figure 4, et dont la fonction est de retenir le pied 58 de la pale associée 48. Ainsi, le pivot 52 porte la pale 48 et permet son calage en incidence par commande de la rotation de ce même pivot 52 au sein de son logement 50 de l'anneau polygonal 47.

L'hélice 32 inclut également le capot extérieur 46 uniquement représenté sur les figures 1 et 3. La surface externe de ce capot est épousée par l'air extérieur. A cet égard, il est indiqué que chaque pale 48 est équipée d'une plateforme 59 à partir de laquelle sa partie aérodynamique 60 fait saillie radialement vers l'extérieur. Chaque plateforme 59, de forme circulaire, se trouve placée au sein d'un orifice prévu à travers le capot 46, de manière à obtenir des jonctions aérodynamiques sensiblement affleurantes.

Comme cela est le mieux visible sur la figure 3, il est prévu une cavité de pale 64 associée à la pale 48, cette cavité ayant pour but d'isoler le pied de pale du reste de la turbomachine, en particulier de la veine primaire passant radialement vers l'intérieur. La cavité a été identifiée schématiquement sur la figure 3 par la ligne en pointillés référencée 64. Elle est effectivement fermée radialement vers l'extérieur par la plateforme 59 et le capot extérieur 46 formant carénage aérodynamique, mais également fermée vers l'amont par un ou plusieurs caches 66, fermée vers l'aval par un ou plusieurs caches 68, et fermée radialement vers l'extérieur par un ou plusieurs caches 70, ici un unique cache 70 fixé au flasque ou aux clips 44 précités. Il est noté qu'une cavité de pied de pale peut être prévue pour chaque pale, comme cela a été schématisé sur la figure 5 avec un cache interne 70 prévu pour chaque pale, ce qui rend les cavités indépendantes les unes des autres. Alternativement, une unique cavité de pieds de pales peut être partagée par toutes les pales 48 de l'hélice 32, l'unique cache interne 70 retenu prenant alors la forme d'une couronne, comme cela a été schématisé sur la figure 6. Dans tous les cas, chaque cavité 64 est alimentée en air extérieur par une écope 72 ou similaire, placée sur le capot extérieur 46. Cette écope est généralement placée en aval, et l'air transitant par la cavité est ensuite extrait par une sortie (non représentée) située plus en amont. En transitant par la cavité 64, l'air extérieur frais vient épouser et refroidir les éléments situés dans cette cavité, en particulier le pied 58 de la pale comme cela a été schématisé par la flèche 53. Ce refroidissement du pied de pale est particulièrement important lorsque la pale est réalisée en matériau composite, puisque ce type de matériau ne présente qu'une faible tenue aux hautes températures. Or dans la configuration représentée dite « pusher », dans laquelle les hélices non carénées sont situées à l'arrière en aval de la chambre de combustion, ces hélices sont agencées juste au-dessus de la veine primaire où les gaz chauds peuvent atteindre 500°C. Il est donc essentiel de prévoir une ventilation spécifiquement pour refroidir les pieds de pales de ces hélices non carénées. Néanmoins, la solution proposée décrite ci- dessus utilise uniquement la différence de pression entre la prise d'air dynamique en aval formée par l'écope 72, et la sortie d'air statique en amont. Elle est donc très dépendante de la vitesse de l'avion, ce qui s'avère néfaste lors de certaines phases comme le ralenti et le décollage, où le débit d'air épousant le pied de la pale peut s'avérer insuffisant pour permettre un refroidissement satisfaisant. EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a donc pour but de remédier au 20 moins partiellement aux inconvénients mentionnés ci-dessus, relatifs aux réalisations de l'art antérieur. Pour ce faire, l'invention a pour objet une hélice non carénée pour turbomachine d'aéronef, comprenant une pluralité de pales ainsi qu'un anneau de 25 support de pales pourvu de logements recevant chacun un pivot portant le pied de l'une desdites pales, au moins l'un de ces pivots, et de préférence chacun d'eux, étant équipé d'au moins un caloduc dont l'extrémité d'évaporation est montée sur ce pivot. 30 L'invention proposée est particulièrement avantageuse en ce sens que le pivot support de pied de pale permet de dissiper une partie de sa puissance thermique via le ou les caloducs qui lui sont rattachés. Grâce à cette dissipation, c'est autant de chaleur qui n'est pas directement transmise au pied de 5 pale porté par le pivot. Ainsi, les sollicitations thermiques appliquées au pied de pale sont atténuées grâce à une dissipation partielle de la chaleur transitant par le pivot supportant ce pied de pale. Cette dissipation de chaleur est avantageusement 10 obtenue pour toutes les phases de l'aéronef, même durant les phases de ralenti et de décollage. En d'autres termes, l'utilisation d'un caloduc permet de limiter l'échauffement du pivot formant portion chaude, sans réaliser de prélèvement 15 spécifique sur le flux d'air extérieur. En effet, pour rappel, un caloduc est un système fermé / passif qui permet, en profitant des changements de phase d'un fluide caloporteur, de prélever de la chaleur à un endroit, en l'occurrence le pivot, et de la 20 redistribuer à proximité de l'extrémité de condensation, sans utiliser de pompe ou autre artifice mécanique. Le fonctionnement est tel que l'on enferme un liquide dans un tube qui est habituellement composé de trois parties, à savoir l'évaporateur, le condenseur 25 et la zone adiabatique. Au niveau de l'évaporateur, le liquide va prendre sa forme gazeuse et aller vers le condenseur où il va se reliquéfier. Il va alors être ramené vers l'évaporateur grâce par exemple à un réseau capillaire qui va jouer le rôle de moteur du caloduc. 30 Le liquide condensé retourne ainsi vers l'extrémité chaude, dite d'évaporation, par capillarité et/ou encore par l'effet de la force centrifuge, en passant par un dispositif approprié fonctionnant comme une « mèche ». Ainsi, avec un caloduc, la chaleur est transférée de la portion chaude à la portion froide par vaporisation de la phase liquide et condensation de la vapeur dans la partie froide du caloduc. De préférence, ledit caloduc présente également une extrémité de condensation située radialement vers l'intérieur par rapport à ladite extrémité d'évaporation. Avec cette disposition particulière, la force centrifuge s'appliquant sur le fluide du caloduc lors de la rotation de l'hélice facilite le retour de la phase liquide vers l'extrémité d'évaporation, en raison de sa densité plus élevée que celle de la phase gazeuse. Cette fonctionnalité peut éventuellement être combinée au principe de capillarité classiquement rencontré dans les caloducs. De préférence, ledit caloduc présente au moins un coude. Cela permet en particulier d'aboutir à l'agencement mentionné ci-dessus, dans lequel l'extrémité de condensation est située radialement vers l'intérieur par rapport à l'extrémité d'évaporation. Néanmoins, le caloduc peut rester droit, en adoptant une inclinaison permettant d'obtenir l'agencement souhaité. De préférence, l'hélice comporte un capot extérieur, et l'extrémité de condensation du caloduc se situe préférentiellement radialement vers l'intérieur par rapport au capot extérieur, de préférence à distance de ce dernier. De préférence, l'hélice comporte au moins une cavité de pied de pale fermée radialement vers l'extérieur par ledit capot extérieur de l'hélice, ce dernier étant équipé de moyens d'introduction de l'air extérieur dans ladite cavité de pied de pale, et l'extrémité de condensation du caloduc se situe à l'intérieur de cette cavité de pied de pale. Dans cette configuration, le capot extérieur est également de préférence équipé d'une sortie afin de créer, conjointement avec lesdits moyens d'introduction de l'air, un débit traversant la cavité de pied de pale. Alternativement, le capot extérieur présente un orifice traversant logeant ladite extrémité de condensation du caloduc. Cette extrémité de condensation du caloduc peut ainsi directement baigner dans le flux d'air extérieur. De préférence, la pale est réalisée en matériau composite. L'invention a également pour objet une turbomachine d'aéronef comprenant au moins une hélice telle que décrite ci-dessus. De préférence, ladite hélice se situe en aval d'une chambre de combustion de ladite turbomachine. De plus, la turbomachine est préférentiellement du type « open rotor », c'est-à-dire comportant un doublet d'hélices contrarotatives non carénées, chacune des deux hélices étant une hélice telle que décrite ci-dessus. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.

BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1, déjà décrite, représente une vue schématique en demi-coupe longitudinale d'une turbomachine pour aéronef comportant un récepteur à doublet d'hélices contrarotatives, selon une conception classique de l'art antérieur ; - la figure 2 représente une vue partielle en perspective de l'une des hélices contrarotatives de la turbomachine montrée sur la figure 1 ; - la figure 3 montre une vue partielle en coupe montrant de manière plus détaillée l'anneau de support des pales de l'hélice, et les éléments environnants ; - la figure 4 représente une vue éclatée en perspective d'une pale et de son pivot associé ; - la figure 5 représente une vue en perspective d'une hélice de l'art antérieur, équipée de plusieurs cavités de pieds de pales ; - la figure 6 représente une vue en perspective d'une hélice de l'art antérieur, équipée d'une unique cavité de pieds de pales ; - la figure 7 représente une vue schématique en coupe prise le long de la ligne VII-VII de la figure 3, avec des aménagements supplémentaires propres à la présente invention ; - la figure 8 représente plus en détail la réalisation d'un caloduc équipant le pivot de support de pied de pale montré sur la figure 7 ; - la figure 9 montre une vue schématique de dessus de celle de la figure 7 ; - la figure 10 est une vue similaire à celle de la figure 7, selon une alternative de réalisation ; et - la figure 11 est une vue similaire à celle de la figure 7, selon encore une autre alternative de réalisation. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS Il va être décrit ci-dessous une turbomachine d'aéronef à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, selon des modes de réalisation préférés de la présente invention. Ces modes de réalisation préférés reprennent l'ensemble des éléments décrits et représentés sur les figures 1 à 6, auxquels sont ajoutés des aménagements propres à l'invention, qui vont maintenant être décrits en référence aux figures 7 à 10.

Le premier mode de réalisation préféré est représenté sur les figures 7 à 9. Il présente la particularité d'avoir un pivot 52 équipé d'un ou plusieurs caloducs 74, de préférence logés dans la partie supérieure 52b du pivot, en faisant saillie latéralement de ce dernier. Plus précisément, comme cela est visible sur la figure 7, le caloduc 74 présente une extrémité d'évaporation 76 logée serrée dans le pivot 52, ainsi qu'une extrémité de condensation 78 libre dans la cavité de pied de pale 64, et située radialement vers l'intérieur par rapport à l'extrémité d'évaporation.

En référence à la figure 8, il est rappelé que le caloduc 74 est un dispositif de dissipation de chaleur à haute performance, qui permet avantageusement de dissiper une partie de la chaleur du pivot 52. Le caloduc permet en effet d'évacuer de fortes densités de flux de chaleur entre deux milieux de températures différentes, ici le pivot 52 et la cavité de pied de pale 64 préférentiellement refroidie par le débit d'air 94 circulant à travers cette cavité, grâce à l'écope montrée sur la figure 3. D'ailleurs, l'écope peut être rasante, c'est-à-dire prendre la forme d'un simple orifice à travers le capot 46, sans faire saillie de ce dernier. Ce type d'écope, également dite affleurante, permet avantageusement de réduire la tramée sans que cela n'impacte négativement les performances de refroidissement, qui sont assurées par en partie par le/les caloducs. Cette dissipation d'énergie s'effectue par l'intermédiaire d'un fluide caloporteur à l'état saturé, comme l'eau. Ce dernier, à l'état liquide, s'évapore au niveau de la zone de chauffage, appelée évaporateur 77 et se terminant par l'extrémité d'évaporation 76. La vapeur, ainsi formée, s'écoule à travers une zone adiabatique 79 pour se condenser dans la zone de refroidissement ou condenseur 80, se terminant par l'extrémité de condensation 78. Ainsi, en profitant des changements de phase du fluide caloporteur, le caloduc 74 permet de prélever de la chaleur au niveau du pivot 52, et de la redistribuer dans la cavité de pied de pale 64.

Il est possible d'utiliser tout type de caloduc rencontré dans le commerce. A titre d'exemple indicatif montré sur la figure 8, le caloduc 74 est pourvu d'un tube enveloppe 81 dont les parois intérieures sont recouvertes d'un réseau capillaire 82 saturé de liquide, et d'un espace 84 rempli de la vapeur saturante de ce même liquide. Ainsi, au niveau de la source de chaleur formée par le pivot 52, il y a évaporation du liquide présent dans le réseau capillaire 82. Du fait qu'il fasse plus froid au niveau de la source froide formée par la cavité 64, la vapeur se dirige vers lui et s'y condense. Le condensat revient ensuite vers le pivot grâce au réseau capillaire 82, et le cycle peut alors recommencer indéfiniment, sans maintenance. Le condensat se présente sous une phase liquide dont la densité est plus élevée que celle de la phase gazeuse. Par conséquent, la force centrifuge s'appliquant sur le fluide du caloduc lors de la rotation de l'hélice facilite le retour de cette phase liquide vers l'extrémité d'évaporation 76. La figure 9 montre qu'il est par exemple prévu deux caloducs 74 équipant le pivot 52, ces caloducs étant placés à distance d'un système de contrepoids 90 également rattaché au pivot. Sur la figure 10, il a été représenté une alternative de réalisation dans laquelle chaque caloduc 74 est équipé d'un ou plusieurs coudes 92 permettant d'amener l'extrémité de condensation 78 radialement vers l'intérieur par rapport à l'extrémité d'évaporation 76. Ici, il est plus particulièrement prévu deux coudes 92 à 900, donnant au caloduc 74 une forme générale de S ou de Z. Sur la figure 11, il a été représenté une autre alternative de réalisation, dans laquelle le 5 capot extérieur 46 présente un orifice traversant 95, logeant l'extrémité de condensation 78 du caloduc. Cette extrémité de condensation 78 est affleurante au capot, et peut ainsi baigner directement dans le flux d'air extérieur, sans générer de traînée. Ici 10 également, un ou plusieurs coudes 92 peuvent être prévus sur le caloduc. Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à 15 titre d'exemples non limitatifs.

Claims (10)

1. REVENDICATIONS1. Hélice non carénée (32) pour turbomachine d'aéronef comprenant une pluralité de pales (48) ainsi qu'un anneau de support de pales (47) pourvu de logements (50) recevant chacun un pivot (52) portant le pied (58) de l'une desdites pales, caractérisée en ce qu'au moins l'un des pivots (52) est équipé d'au moins un caloduc (74) dont l'extrémité d'évaporation (76) est montée sur ce pivot.
2. 2. Hélice selon la revendication 1, caractérisée en ce que ledit caloduc (74) présente également une extrémité de condensation (78) située radialement vers l'intérieur par rapport à ladite extrémité d'évaporation (76).
3. 3. Hélice selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisée en ce que ledit caloduc (74) présente au moins un coude (92).
4. 4. Hélice selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comporte un capot extérieur (46).
5. 5. Hélice selon la revendication 4, caractérisée en ce que l'extrémité de condensation (78) du caloduc se situe radialement vers l'intérieur par rapport au capot extérieur (46), de préférence à distance de ce dernier.
6. 6. Hélice selon la revendication 5, caractérisée en ce qu'elle comporte au moins une cavité de pied de pale (64) fermée radialement vers l'extérieur par ledit capot extérieur (46) de l'hélice, ce dernier étant équipé de moyens d'introduction (72) de l'air extérieur dans ladite cavité de pied de pale, et en ce que l'extrémité de condensation (78) du caloduc se situe à l'intérieur de cette cavité de pied de pale (64).
7. 7. Hélice selon la revendication 4, caractérisée en ce que le capot extérieur (46) présente un orifice traversant (95) logeant ladite extrémité de condensation (78) du caloduc.
8. 8. Hélice selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que les pales (48) sont réalisées en matériau composite.
9. 9. Turbomachine (1) d'aéronef comprenant au moins une hélice (32) selon l'une quelconque des revendications précédentes.
10. 10. Turbomachine selon la revendication 9, caractérisée en ce que ladite hélice (32) se situe en aval d'une chambre de combustion (20) de ladite turbomachine, ladite turbomachine comportant de préférence un doublet d'hélices contrarotatives non carénées, chacune des deux hélices (32, 36) étant une hélice selon l'une quelconque des revendications 1 à 8.