FR2996589A1

FR2996589A1 - Propeller for e.g. aeronautical turboengines, has pivots with counterweight system that includes pair of inner channels for airflow ventilation discharge to capture and guide airflow directly in contact with blade foot borne by pivots

Info

Publication number: FR2996589A1
Application number: FR1259652A
Authority: FR
Inventors: Sebastien Tajan; Christophe Jacquemard
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2012-10-10
Filing date: 2012-10-10
Publication date: 2014-04-11

Abstract

The propeller has a blade support ring provided with a set of housings, where each housing receives a pivot (52) bearing a foot of respective blades. Each pivot enables pitching of the blade by controlling rotation of the pivot within its housing. Each pivot includes a pair of counterweight systems (90, 91), where each counterweight system includes a pair of inner channels (93, 96) for airflow ventilation discharge (F1, F3) to capture and guide the airflow directly in contact with the blade foot borne by the pivots.

Description

PIVOT DE PIED DE PALE COMPORTANT DES MOYENS DE REFROIDISSEMENT DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des turbomachines, notamment à celui des hélices non carénées pour turbomachine, et plus spécifiquement au refroidissement des éléments de ces hélices, en particulier les pieds de pales. Elle concerne ainsi un pivot pour pied de pale, une hélice pour turbomachine comportant un tel pivot, et également la turbomachine comportant une telle hélice. L'invention s'applique à tout type de 15 turbomachines terrestres ou aéronautiques, et notamment aux turbomachines d'aéronef telles que les turboréacteurs et les turbopropulseurs. Plus particulièrement, l'invention trouve une application privilégiée dans le domaine des turbomachines pour 20 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 les appellations anglaises « open rotor » ou « propfan ». Une telle turbomachine peut par 25 exemple comporter une soufflante fixée directement sur la turbine de puissance et en dehors de la nacelle, ou entraînée par l'intermédiaire d'une turbine de puissance à réducteur. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE Sur la figure 1, il est représenté de façon schématique une turbomachine 1 à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, dite « open rotor », selon une réalisation classique de l'art antérieur, telle qu'elle est connue de la demande de brevet FR 2 941 494. Sur cette figure 1, la direction A correspond à la direction longitudinale ou direction axiale, parallèle à l'axe longitudinal 2 de la turbomachine 1. La direction B correspond quant à elle à la direction radiale de la turbomachine 1. De plus, la flèche 4 schématise la direction principale d'écoulement des gaz à travers la turbomachine 1. 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 dans cet exemple par des turbines libres de puissance. En variante, une turbine de puissance à réducteur peut être utilisée. 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 48 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 38. 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 54, qui se trouve dans la continuité aérodynamique arrière du capot extérieur 46 de la première hélice 32. Par ailleurs, les première et seconde 5 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 34 sont ainsi agencés en alternance avec les étages de la seconde turbine 38, dans la direction A. Ce doublet est 10 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 14, à savoir qu'elles n'entraînent ni ne sont entraînées par 15 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. 20 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 25 donc pas davantage décrite. Comme évoqué précédemment, l'hélice 32 comporte un anneau polygonal 47 servant de support des pales 48, cet anneau 47 formant un moyeu de l'hélice. Il comporte une pluralité de logements 50 espacés 30 circonférentiellement les uns des autres, ces logements 50 étant dénommés logement radiaux. Chacun d'eux reçoit un pivot 52, un roulement 80 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 52a 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 30 la pale 48, cette cavité ayant pour but d'isoler le pied de pale du reste de la turbomachine 1, en particulier de la veine primaire passant radialement vers l'intérieur. La cavité 64 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 possibilité de ventilation, chaque cavité 64 peut par exemple être alimentée en air extérieur par une écope 72 ou similaire (par exemple un simple orifice), placée sur le capot extérieur 46.TECHNICAL FIELD The present invention relates to the field of turbomachines, in particular to that of unvented propellers for a turbomachine, and more specifically to the cooling of the elements of these propellers, in particular the blade roots. . It thus relates to a pivot for a blade root, a propeller for a turbomachine comprising such a pivot, and also the turbomachine comprising such a propeller. The invention applies to all types of land or aeronautical turbomachines, and in particular to aircraft turbomachines such as turbojets and turboprops. More particularly, the invention finds a preferred application in the field of turbomachines for aircraft whose receiver comprises a pair of contra-rotating propellers not careened, this type of turbomachine being also called "unducted blowers", or still bearing the names English "open rotor" or "propfan". Such a turbomachine may for example comprise a blower attached directly to the power turbine and outside the nacelle, or driven via a power turbine gearbox. STATE OF THE PRIOR ART In FIG. 1, a turbomachine 1 with a pair of counter-rotating contra-rotating propellers, called "open rotor", is schematically represented, according to a conventional embodiment of the prior art, as known. of the patent application FR 2 941 494. In this figure 1, the direction A corresponds to the longitudinal direction or axial direction, parallel to the longitudinal axis 2 of the turbomachine 1. The direction B corresponds to the radial direction of the turbine engine 1. In addition, the arrow 4 schematizes the main direction of flow of the gas through the turbomachine 1. The terms "upstream" and "downstream" used in the following description are to be considered with respect to this direction 4. In the front part, the turbomachine 1 has an air inlet 6 continuing towards the rear by a nacelle 8, which generally comprises an outer skin 10 and an inner skin. 12, both centered on the axis 2 and radially offset from each other. The inner skin 12 forms an outer radial casing for a gas generator 14, conventionally comprising, from front to rear, a low pressure compressor 16, a high pressure compressor 18, a combustion chamber 20, a high turbine pressure 22, and an intermediate pressure turbine 24. The compressor 16 and the turbine 24 are mechanically connected by a shaft 26, thus forming a low pressure body, while the compressor 18 and the turbine 22 are mechanically connected by a shaft 28, forming a higher pressure body. Therefore, the gas generator 14 preferably has a conventional double-body design. Downstream of the intermediate pressure turbine 24 is a receiver 30 with a pair of counter-rotating propellers that are not careened, driven in this example by power-free turbines. Alternatively, a power turbine with a reducer can be used. More specifically, this receiver 30 is disposed downstream of a fixed casing 42, itself arranged in the rear extension of the outer radial casing 12 of the gas generator 14. Moreover, the casings 12 and 42 can be made of one piece. The fixed casing 42 then extends rearward and narrows in the radial direction, to form a fixed shaft 57 centered on the axis 2, forming the fixed casing of the receiver 30. The receiver 30 firstly comprises a first rotating assembly 32a provided with a first propeller 32, a first free power turbine 34 driving this propeller, and a first rotating structural device 33 located in the axial extension of the free turbine 34 towards the front, being interposed between the first stage of this turbine and the fixed housing 42. The rotating structural device 33 generally takes the form of a plurality of arms spaced apart circumferentially from each other, and which extend radially. These arms are connected to the first propeller 32 while carrying the outer casing of turbine 49, itself connected to the propeller 32 thanks in particular to a flange or a plurality of clips 44 for radially deporting this propeller 32 outwardly . The clips 44 have an internal radial end integral with the outer casing 49, and an outer radial end integral with a polygonal ring (not shown in FIG. 1) for supporting the blades 48. These blades 48 project radially outwards at from an outer casing or hood 46, one of the particularities of which is to be in the rear aerodynamic continuity of the outer skin 10 of the nacelle. Similarly, the receiver 30 includes a second rotating assembly 36a provided with a second propeller 36, a second free power turbine 38 driving this propeller, and a second rotating structural device 37 located in the axial extension of the free turbine 38 to the rear, being located behind the last stage of this turbine 38. The rotating structural device 37, which extends substantially radially, supports the second propeller 36 by being connected to it, in particular thanks to a flange or a plurality of clips 51 for radially deporting the propeller 36 to the outside. Here also, the clips 51 have an inner radial end secured to the rotating structural housing 37, and an outer radial end secured to a polygonal ring (not shown in Figure 1) for supporting the blades 55. These blades 55 project radially towards the outside from an outer casing or cover 54, which is in the rear aerodynamic continuity of the outer cover 46 of the first propeller 32. Moreover, the first and second 5 free turbines 34, 38 are interleaved one with the other. in the other so as to form a doublet of contrarotative turbines. The stages of the first turbine 34 are thus alternately arranged with the stages of the second turbine 38, in the direction A. This doublet is therefore also comparable to a turbine with two counter-rotating rotors. As an indication, the free turbines 34, 38 have no direct mechanical connection with the rotating components of the gas generator 14, namely that they do not lead or are driven by the elements 16, 18, 22, 24. Only the gases of the primary vein escaping from the intermediate pressure turbine 24 thus ensure the rotation of these free turbines 34, 38 forming the doublet of contrarotative turbines. Referring now more specifically to FIGS. 2 to 4, there is shown in more detail the design of the first propeller 32, it being understood that the second propeller 36 has an identical or similar design, and therefore will not be not further described. As mentioned above, the propeller 32 comprises a polygonal ring 47 serving to support the blades 48, this ring 47 forming a hub of the propeller. It comprises a plurality of housings 50 spaced circumferentially from each other, these housings 50 being called radial housing. Each of them receives a pivot 52, a bearing 80 being interposed between the pivot 52 and its associated housing 50 bore, as has been shown in Figure 3. Each pivot 52 has a lower portion 52a placed inside of its associated housing, this lower portion 52a being substantially cylindrical and hollow so as to have a generally U-shaped section open radially inwardly. In addition, the pivot 52 is extended radially outwards by an upper part 52b situated above the ring 47, this upper part 52b having a groove 56 shown schematically in FIG. 4, the function of which is to retain the foot 58 of the associated blade 48. Thus, the pivot 52 carries the blade 48 and allows its wedging in incidence by controlling the rotation of the same pivot 52 within its housing 50 of the polygonal ring 47. The propeller 32 also includes the outer cover 46 only shown in Figures 1 and 3. The outer surface of the hood is matched by the outside air. In this respect, it is indicated that each blade 48 is equipped with a platform 59 from which its aerodynamic portion 60 projects radially outwards. Each platform 59, of circular shape, is placed within an orifice provided through the cover 46, so as to obtain substantially flush aerodynamic junctions. As best seen in FIG. 3, there is provided a blade cavity 64 associated with the blade 48, the purpose of this cavity being to isolate the blade root from the rest of the turbomachine 1, in particular from the vein primary passing radially inwards. The cavity 64 has been identified schematically in FIG. 3 by the dashed line referenced 64. It is effectively closed radially outwards by the platform 59 and the outer cover 46 forming an aerodynamic fairing, but also closed upstream by a or several covers 66, closed downstream by one or more covers 68, and closed radially outwardly by one or more covers 70, here a single cover 70 fixed to the flange or clips 44 above. It is noted that a blade root cavity can be provided for each blade, as has been schematized in FIG. 5 with an internal cover 70 provided for each blade, which makes the cavities independent of one another. Alternatively, a single blade foot cavity can be shared by all the blades 48 of the propeller 32, the single inner cover 70 retained then taking the form of a ring. As a possibility of ventilation, each cavity 64 may for example be supplied with outside air by a scoop 72 or the like (for example a simple orifice) placed on the outer cover 46.

Cette écope peut notamment être placée en aval, et l'air transitant par la cavité 64 peut par exemple ensuite être extrait par une sortie (non représentée) située plus en amont. En transitant par la cavité 64, l'air extérieur frais vient épouser et refroidir par ventilation les éléments situés dans cette cavité 64, en particulier le pied 58 de la pale comme cela a été schématisé par la flèche 53. La ventilation et le refroidissement des éléments de l'hélice 32, et en particulier des pieds de pale 58, sont difficiles à réaliser, notamment en raison des conditions de pression à faible nombre de Mach. Toutefois, une telle ventilation et un tel refroidissement sont particulièrement importants à mettre en oeuvre lorsque les pales 48 sont réalisées en matériaux composites, ayant une tenue réduite aux hautes températures en comparaison avec les matériaux métalliques. Or, dans la configuration représentée sur la figure 1 dite « pousseur » (ou « pusher » en anglais), 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 spécifique pour éviter une surchauffe des pieds de pale 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.This scoop may in particular be placed downstream, and the air passing through the cavity 64 may for example subsequently be extracted by an outlet (not shown) located further upstream. While passing through the cavity 64, the fresh outside air comes to marry and cool by ventilation the elements located in this cavity 64, in particular the foot 58 of the blade as shown schematically by the arrow 53. The ventilation and cooling of elements of the propeller 32, and in particular blade roots 58, are difficult to achieve, in particular because of the low Mach number pressure conditions. However, such ventilation and such cooling are particularly important to implement when the blades 48 are made of composite materials having a reduced resistance to high temperatures in comparison with metal materials. However, in the configuration shown in Figure 1 called "pusher" (or "pusher" in English), wherein the unducted propellers are located at the rear downstream of the combustion chamber, these propellers are arranged just above above the primary vein where hot gases can reach 500 ° C. It is therefore essential to provide a specific ventilation to prevent overheating of the blade feet of these propellers not keeled. Nevertheless, the proposed solution described above uses only the pressure difference between the downstream dynamic air intake formed by the scoop 72, and the upstream static air outlet. It is therefore very dependent on the speed of the aircraft, which is detrimental during certain phases such as idling and take-off, where the air flow at the foot of the blade may be insufficient to allow a satisfactory cooling.

Par ailleurs, cette solution connue de l'art antérieur présente l'inconvénient de ne réaliser le refroidissement et la ventilation des pieds de pale 58 que par l'extérieur des pivots 52. Autrement dit, les pieds de pale 58 ne sont pas refroidis au contact direct du flux d'air de ventilation mais uniquement par des mécanismes de conduction et/ou de convection du fait d'un contact avec des pièces qui, elles, sont refroidies par le flux de ventilation. De ce fait, le refroidissement des pieds de pale 58 n'est pas optimal.Furthermore, this solution known from the prior art has the disadvantage of only cooling and ventilating the blade roots 58 by the outside of the pivots 52. In other words, the blade roots 58 are not cooled at direct contact of the ventilation air flow but only by conduction and / or convection mechanisms due to contact with parts which are cooled by the ventilation flow. As a result, the cooling of the blade roots 58 is not optimal.

EXPOSÉ DE L'INVENTION L'invention a ainsi pour but de remédier au moins partiellement aux besoins mentionnés ci-dessus et aux inconvénients relatifs aux réalisations de l'art antérieur.DISCLOSURE OF THE INVENTION The object of the invention is therefore to remedy at least partially the needs mentioned above and the drawbacks relating to the embodiments of the prior art.

L'invention a notamment pour but de proposer une solution pour permettre une ventilation et un refroidissement efficaces de pieds de pale, en particulier réalisés en matériaux composites. L'invention a ainsi pour objet, selon l'un 20 de ses aspects, un pivot pour un pied de pale d'une pale d'hélice de turbomachine, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de refroidissement du pied de pale par interaction avec un flux d'air de ventilation. 25 Le flux d'air est en particulier un flux d'air extérieur, notamment un flux d'air extérieur froid pour permettre une ventilation. Grâce à l'invention, il peut être possible de ventiler et de refroidir les pieds de pale en 30 permettant une circulation du flux d'air de ventilation directement au contact des pieds de pale. La présence de moyens de refroidissement dans le pivot peut permettre d'augmenter la surface d'échange entre le pivot et le flux d'air de ventilation. L'invention peut permettre de décupler les capacités de transfert thermique du pivot sans pour autant le modifier de façon conséquente, notamment sans changement de sa géométrie externe ni de ses caractéristiques mécaniques. Le pivot selon l'invention peut en outre 10 comporter l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes prises isolément ou suivant toutes combinaisons techniques possibles. Les moyens de refroidissement peuvent comporter des ailettes de refroidissement. 15 Le pivot peut comporter au moins 4, voire au moins 6, voire au moins 8, voire plus, ailettes de refroidissement. Les ailettes de refroidissement peuvent être situées à l'intérieur du pivot. En particulier, 20 les ailettes de refroidissement peuvent être réparties de façon symétrique à l'intérieur du pivot. Les ailettes de refroidissement peuvent s'étendre dans des plans contenant l'axe de rotation du pivot. 25 Le pivot peut comporter une partie inférieure sensiblement cylindrique et creuse présentant une section en forme générale de U, et une partie supérieure présentant une rainure pour retenir le pied de pale. Les moyens de refroidissement peuvent 30 être situés à l'intérieur de la partie inférieure.The object of the invention is in particular to propose a solution to allow efficient ventilation and cooling of blade roots, in particular made of composite materials. The invention thus has, according to one of its aspects, a pivot for a blade root of a turbomachine propeller blade, characterized in that it comprises means for cooling the blade root by interaction with a ventilation airflow. The air flow is in particular an outside air flow, especially a cold outside air flow to allow ventilation. Thanks to the invention, it may be possible to ventilate and cool the blade roots by allowing a circulation of the ventilation air flow directly in contact with the blade roots. The presence of cooling means in the pivot can increase the exchange surface between the pivot and the ventilation air flow. The invention can make it possible to multiply the heat transfer capacities of the pivot without substantially modifying it, in particular without changing its external geometry or its mechanical characteristics. The pivot according to the invention may further comprise one or more of the following features taken separately or in any possible technical combinations. The cooling means may comprise cooling fins. The pivot may comprise at least 4, or even at least 6, or even at least 8 or more, cooling fins. The cooling fins may be located inside the pivot. In particular, the cooling fins may be symmetrically distributed within the pivot. The cooling fins may extend in planes containing the axis of rotation of the pivot. The pivot may include a substantially cylindrical hollow bottom portion having a generally U-shaped section, and an upper portion having a groove for retaining the blade root. The cooling means may be located inside the lower part.

Les moyens de refroidissement du pivot peuvent être réalisés de différentes manières, par exemple par usinage conventionnel ou par usinage électroérosion (encore appelé EDM pour « Electro Discharge Machining » en anglais). Le choix, le nombre et les dimensions des moyens de refroidissement, notamment des ailettes de refroidissement, peuvent être déterminés en fonction de la surface d'échange thermique souhaitée. Toutefois, ils peuvent être limités par l'encombrement disponible à l'intérieur du pivot. L'invention a encore pour objet, selon un autre de ses aspects, une hélice pour turbomachine comportant une pluralité de pales ainsi qu'un anneau de support de pales pourvu de logements recevant chacun un pivot portant le pied de l'une desdites pales, caractérisée en ce qu'elle comporte un pivot tel que défini précédemment. L'hélice peut en particulier être une hélice non carénée. Le pivot peut être équipé d'au moins un système de contrepoids pourvu d'au moins un canal intérieur d'écoulement du flux d'air destiné à venir au contact des moyens de refroidissement. Le canal intérieur d'écoulement du flux d'air peut permettre de refroidir le pied de pale porté par le pivot. Il peut également permettre le refroidissement de tout autre élément requérant une ventilation spécifique. De même, il peut également permettre l'éjection d'un flux d'air chaud à l'extérieur de la zone à ventiler.The cooling means of the pivot can be made in different ways, for example by conventional machining or electro-erosion machining (also called EDM for "Electro Discharge Machining" in English). The choice, the number and the dimensions of the cooling means, in particular the cooling fins, can be determined as a function of the desired heat exchange surface. However, they can be limited by the space available inside the pivot. The invention further relates, in another of its aspects, to a turbine engine propeller comprising a plurality of blades and a blade support ring provided with housings each receiving a pivot bearing the foot of one of said blades, characterized in that it comprises a pivot as defined above. The propeller may in particular be a non-faired propeller. The pivot may be equipped with at least one counterweight system provided with at least one internal flow channel of the air flow intended to come into contact with the cooling means. The inner flow channel of the air flow can be used to cool the blade root carried by the pivot. It can also allow the cooling of any other element requiring a specific ventilation. Similarly, it can also allow the ejection of a flow of hot air outside the area to be ventilated.

Le canal intérieur formé dans le système de contrepoids peut permettre de capter et d'acheminer de manière guidée le flux d'air à l'endroit précis où la ventilation est requise, c'est-à-dire notamment au niveau des pieds de pale. Le canal intérieur peut présenter une extrémité intérieure qui débouche sur le pivot et l'une au moins d'une extrémité d'introduction et d'une extrémité d'éjection du flux d'air. En particulier, le canal intérieur peut comporter une extrémité d'introduction du flux d'air et une extrémité intérieure débouchant sur le pivot pour refroidir le pivot. En variante, le canal intérieur peut comporter une extrémité intérieure débouchant sur le pivot, par laquelle entre l'air chaud depuis le pivot vers le canal intérieur, et une extrémité d'éjection pour évacuer l'air chaud. L'extrémité d'introduction et/ou l'extrémité d'éjection peuvent comporter des moyens d'introduction et/ou d'éjection sous la forme d'un orifice ou d'une écope. De préférence, l'extrémité d'introduction et/ou l'extrémité d'éjection peuvent comporter une écope dynamique pour l'introduction et/ou l'éjection du flux d'air.The inner channel formed in the counterweight system can be used to sensitively capture and route the flow of air to the precise location where ventilation is required, i.e., especially at the blade feet. . The inner channel may have an inner end which opens on the pivot and at least one of an insertion end and an ejection end of the air flow. In particular, the inner channel may comprise an air flow introduction end and an inner end opening on the pivot to cool the pivot. Alternatively, the inner channel may have an inner end opening on the pivot, between which the hot air from the pivot to the inner channel, and an ejection end for discharging the hot air. The insertion end and / or the ejection end may comprise means of introduction and / or ejection in the form of an orifice or scoop. Preferably, the insertion end and / or the ejection end may comprise a dynamic scoop for the introduction and / or the ejection of the air flow.

Le pivot peut comporter au moins un canal intérieur communiquant dont une extrémité débouche au niveau du pied de pale et l'autre extrémité débouche au niveau d'un canal intérieur du système de contrepoids. Le canal intérieur communiquant peut permettre d'introduire le flux d'air depuis l'extrémité intérieure du canal intérieur vers le pied de pale, ou d'éjecter le flux d'air depuis le pied de pale vers l'extrémité intérieure du canal intérieur. En variante, le pivot peut être dépourvu de canal intérieur communiquant. La rainure du pivot permettant la fixation du pied de pale peut par exemple être munie d'au moins un orifice en vis-à-vis d'une extrémité intérieure d'un canal intérieur d'un système de contrepoids. Le système de contrepoids peut comporter un bras de contrepoids et un contrepoids. Le canal intérieur peut être situé dans le bras de contrepoids et/ou le contrepoids. De préférence, le bras de contrepoids peut comporter le canal intérieur. Le pivot peut être équipé d'au moins un premier système de contrepoids, pourvu d'au moins un premier canal intérieur muni d'une extrémité d'introduction du flux d'air et d'une extrémité intérieure, et un deuxième système de contrepoids, pourvu d'au moins un deuxième canal intérieur muni d'une extrémité d'éjection du flux d'air et d'une extrémité intérieure. Le pivot peut comporter un premier canal intérieur communiquant, dont une extrémité débouche au niveau du pied de pale et l'autre extrémité débouche au niveau de l'extrémité intérieure du premier canal intérieur, et un deuxième canal intérieur communiquant, dont une extrémité débouche au niveau du pied de pale et l'autre extrémité débouche au niveau de l'extrémité intérieure du deuxième canal intérieur.The pivot may comprise at least one communicating inner channel of which one end opens at the level of the blade root and the other end opens at an inner channel of the counterweight system. The communicating inner channel may allow introducing the flow of air from the inner end of the inner channel to the blade root, or ejecting the airflow from the blade root to the inner end of the inner channel . Alternatively, the pivot may be devoid of communicating inner channel. The groove of the pivot for fixing the blade root may for example be provided with at least one orifice vis-à-vis an inner end of an inner channel of a counterweight system. The counterweight system may include a counterweight arm and a counterweight. The inner channel may be located in the counterweight arm and / or the counterweight. Preferably, the counterweight arm may comprise the inner channel. The pivot may be equipped with at least one first counterweight system, provided with at least one first inner channel provided with an air flow introduction end and an inner end, and a second counterweight system provided with at least a second inner channel provided with an airflow ejection end and an inner end. The pivot may comprise a first communicating inner channel, one end of which opens at the blade root and the other end opens at the inner end of the first inner channel, and a second inner communicating channel, one end of which opens at the level of the blade root and the other end opens at the inner end of the second inner channel.

Les pales, en particulier les pieds de pale, et/ou ledit au moins un système de contrepoids et/ou les moyens de refroidissement et/ou le pivot peuvent être réalisés en matériaux composites. Le bras de contrepoids peut être réalisé en au moins deux parties, notamment métalliques. Le canal intérieur peut notamment être formé partiellement, notamment par usinage, dans chacune de ces deux parties. En variante, le bras de contrepoids peut être réalisé en une partie. Le bras de contrepoids, notamment en matériau composite, par exemple tissé ou stratifié, peut intégrer le canal intérieur, en particulier dès la fabrication. L'invention a encore pour objet, selon un autre de ses aspects, une turbomachine caractérisée en ce qu'elle comporte un pivot tel que défini précédemment ou une hélice telle que définie précédemment. L'hélice peut par exemple se situer en amont ou en aval d'une chambre de combustion de la 20 turbomachine. La turbomachine peut préférentiellement être du type « open rotor ». En particulier, la turbomachine peut comporter un doublet d'hélices contrarotatives non carénées, chacune des deux hélices 25 étant une hélice telle que définie précédemment. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention pourra être mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui va suivre, 30 d'exemples de mise en oeuvre non limitatifs de celle-ci, ainsi qu'à l'examen des figures, schématiques et partielles, du dessin annexé, sur lequel : - la figure 1 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 représente 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, en perspective, un exemple de pivot conforme à l'invention, et - la figure 7 illustre, en coupe et partiellement, un autre exemple de pivot selon l'invention comportant des systèmes de contrepoids.The blades, in particular the blade roots, and / or the at least one counterweight system and / or the cooling means and / or the pivot may be made of composite materials. The counterweight arm may be made of at least two parts, in particular metal. The inner channel may in particular be partially formed, in particular by machining, in each of these two parts. Alternatively, the counterweight arm can be made in one part. The counterweight arm, particularly made of composite material, for example woven or laminated, can integrate the inner channel, especially from the manufacturing. The invention further relates, in another of its aspects, a turbomachine characterized in that it comprises a pivot as defined above or a helix as defined above. The propeller may for example be located upstream or downstream of a combustion chamber of the turbomachine. The turbomachine may preferentially be of the "open rotor" type. In particular, the turbomachine may comprise a pair of non-carinated contra-rotating propellers, each of the two helices being a helix as defined above. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS The invention will be better understood on reading the following detailed description, nonlimiting examples thereof, and on examining the diagrammatic and partial diagrams. of the accompanying drawing, in which: - Figure 1 shows a schematic longitudinal half-sectional view of an aircraft turbomachine comprising a counter-rotating propeller twin receiver, according to a conventional design of the prior art, - the figure 2 is a partial perspective view of one of the counter-rotating propellers of the turbomachine shown in FIG. 1; FIG. 3 is a partial sectional view showing in more detail the support ring of the propeller blades; and the surrounding elements; FIG. 4 represents an exploded perspective view of a blade and its associated pivot; FIG. 5 shows a perspective view of a propeller of the prior art, equipped with several blade root cavities, FIG. 6 represents, in perspective, an exemplary pivot according to the invention, and FIG. 7 illustrates, in section and partly, another example of a pivot according to the invention comprising counterweight systems.

Dans l'ensemble de ces figures, des références identiques peuvent désigner des éléments identiques ou analogues. De plus, les différentes parties représentées sur les figures ne le sont pas 30 nécessairement selon une échelle uniforme, pour rendre les figures plus lisibles.In all of these figures, identical references may designate identical or similar elements. In addition, the different parts shown in the figures are not necessarily in a uniform scale, to make the figures more readable.

EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS Il va être décrit ci-après, en référence aux figures 6 et 7, deux exemples de réalisation de l'invention se rapportant à une turbomachine d'aéronef à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, ces exemples n'étant toutefois pas limitatifs. Les figures 6 et 7 sont schématiques et partielles, et il convient de se référer aux figures 1 10 à 5 précédemment décrites pour la visualisation des éléments non représentés sur les figures 6 et 7. En référence à la figure 6, on a représenté un premier exemple de pivot 52 conforme à l'invention. Le pivot 52 comporte une partie inférieure 52a 15 sensiblement cylindrique et creuse présentant une section en forme générale de U, ainsi qu'une partie supérieure 52b présentant une rainure 56 pour retenir le pied de pale 58. Conformément à l'invention, le pivot 52 20 comporte des moyens de refroidissement 100. Plus spécifiquement, les moyens de refroidissement 100 comportent des ailettes de refroidissement 101 réparties de façon symétrique à l'intérieur du pivot 52 (dasn l'alésage du pivot 52), 25 en particulier à l'intérieur de la partie inférieure 52a. Le pivot 52 comporte par exemple au moins six ailettes de refroidissement 101. Avantageusement, les ailettes de refroidissement 101 peuvent interagir avec un flux 30 d'air de ventilation pour le refroidissement du pied de pale 58. Le flux d'air, en contact avec les ailettes de refroidissement 101, permet à celles-ci d'augmenter la surface d'échange thermique air/métal en améliorant ainsi les échanges thermiques entre le flux d'air et le pivot 52.DETAILED DESCRIPTION OF PARTICULAR EMBODIMENTS It will be described hereinafter, with reference to FIGS. 6 and 7, two exemplary embodiments of the invention relating to an aircraft turbomachine with a pair of counter-rotating contra-rotating propellers, these examples however, not being limiting. FIGS. 6 and 7 are diagrammatic and partial, and reference should be made to FIGS. 1 to 5 previously described for the display of the elements not shown in FIGS. 6 and 7. Referring to FIG. example of pivot 52 according to the invention. The pivot 52 has a substantially cylindrical and hollow lower portion 52a 15 having a generally U-shaped section, and an upper portion 52b having a groove 56 for retaining the blade root 58. According to the invention, the pivot 52 20 comprises cooling means 100. More specifically, the cooling means 100 comprise cooling fins 101 symmetrically distributed inside the pivot 52 (in the bore of the pivot 52), in particular on the inside. from the lower part 52a. The pivot 52 comprises for example at least six cooling fins 101. Advantageously, the cooling fins 101 may interact with a flow of ventilation air for the cooling of the blade root 58. The air flow, in contact with the cooling fins 101, allows them to increase the air / metal heat exchange surface, thus improving the heat exchange between the air flow and the pivot 52.

Sur la figure 7, on a représenté un autre exemple de pivot 52 conforme à l'invention associé à des systèmes de contrepoids 90 et 91 permettant un acheminement du flux d'air extérieur au contact du pied de pale 58 et des ailettes de refroidissement 101.In Figure 7, there is shown another example of pivot 52 according to the invention associated with counterweight systems 90 and 91 for routing the flow of outside air in contact with the blade root 58 and the cooling fins 101 .

Plus particulièrement, le pivot 52 est équipé d'un premier système de contrepoids 90 et d'un deuxième système de contrepoids 91. Chacun des systèmes de contrepoids 90 et 91 est pourvu d'un canal intérieur 93 et 96 d'écoulement d'un flux d'air.More particularly, the pivot 52 is equipped with a first counterweight system 90 and a second counterweight system 91. Each of the counterweight systems 90 and 91 is provided with an internal channel 93 and 96 with a flow path of air flow.

Le premier système de contrepoids 90 comporte un bras de contrepoids 90a et un contrepoids 90b à l'extrémité du bras 90a opposée au pivot 52. De même, le deuxième système de contrepoids 91 comporte un bras de contrepoids 91a et un contrepoids 91b à l'extrémité du bras 91a opposée au pivot 52. Les bras de contrepoids 90a et 91a comportent respectivement les canaux intérieurs 93 et 96. Le canal intérieur 93 présente une extrémité intérieure 97a qui débouche sur le pivot 52 et une extrémité d'introduction 97b du flux d'air. Par ailleurs, le canal intérieur 96 présente une extrémité intérieure 98a qui débouche sur le pivot 52 et une extrémité d'éjection 98b du flux d'air. L'extrémité d'introduction 97b et l'extrémité 30 d'éjection 98b comportent chacune une écope dynamique amovible pour le passage du flux d'air.The first counterweight system 90 includes a counterbalance arm 90a and a counterweight 90b at the end of the arm 90a opposite the pivot 52. Similarly, the second counterweight system 91 includes a counterbalance arm 91a and a counterweight 91b to the counterbalance 91b. end of the arm 91a opposite the pivot 52. The counterbalance arms 90a and 91a respectively comprise the inner channels 93 and 96. The inner channel 93 has an inner end 97a which opens on the pivot 52 and an introduction end 97b of the flow. 'air. Furthermore, the inner channel 96 has an inner end 98a which opens on the pivot 52 and an ejection end 98b of the air flow. The introduction end 97b and the ejection end 98b each comprise a removable dynamic bail for passage of the air flow.

En outre, le pivot 52 comporte un premier canal intérieur communiquant 99a dont une extrémité débouche au niveau du pied de pale 58 et l'autre extrémité débouche au niveau du canal intérieur 93 du premier système de contrepoids 90. De même, le pivot 52 comporte un deuxième canal intérieur communiquant 99b dont une extrémité débouche au niveau du pied de pale 58 et l'autre extrémité débouche au niveau du canal intérieur 96 du deuxième système de contrepoids 91.In addition, the pivot 52 comprises a first communicating inner channel 99a whose one end opens at the level of the blade root 58 and the other end opens at the inner channel 93 of the first counterweight system 90. Similarly, the pivot 52 comprises a second communicating inner channel 99b whose one end opens at the level of the blade root 58 and the other end opens at the inner channel 96 of the second counterweight system 91.

Ainsi, le flux d'air est apte à être capté par l'écope dynamique au niveau de l'extrémité d'introduction 97b du premier bras de contrepoids 90a selon la flèche FI, puis à s'écouler à l'intérieur du canal intérieur 93 et du canal intérieur communiquant 99a pour refroidir le pied de pale 58 selon la flèche F2. A ce niveau, le flux d'air communique également avec les ailettes de refroidissement 101 du pivot 52 selon la flèche Fo, ce qui permet d'augmenter la ventilation autour du pivot 52 et le passage d'air frais sur la quasi-totalité du pied de pale 58 pour le refroidir. Puis, le flux chaud obtenu peut s'écouler dans le canal intérieur communiquant 99b et dans le canal intérieur 96 pour être éjecté au niveau de l'extrémité d'éjection 98b du deuxième bras de contrepoids 91b selon la flèche F3, vers l'extérieur ou vers la nacelle du moteur. Dans ce qui précède, les pales 48 et/ou les systèmes de contrepoids 90 et 91 et/ou les ailettes de refroidissement 101 et/ou le pivot 52 peuvent être réalisés en matériau composite.Thus, the air flow is adapted to be picked up by the dynamic scoop at the insertion end 97b of the first counterweight arm 90a according to the arrow F1, and then to flow inside the internal channel. 93 and the inner channel communicating 99a to cool the blade root 58 according to the arrow F2. At this level, the air flow also communicates with the cooling fins 101 of the pivot 52 along the arrow Fo, which increases the ventilation around the pivot 52 and the passage of fresh air over almost the entire foot of blade 58 to cool it. Then, the hot flow obtained can flow in the communicating inner channel 99b and in the inner channel 96 to be ejected at the ejection end 98b of the second counterweight arm 91b according to the arrow F3, outwardly or to the engine nacelle. In the foregoing, the blades 48 and / or the counterweight systems 90 and 91 and / or the cooling fins 101 and / or the pivot 52 may be made of composite material.

Bien entendu, l'invention n'est pas limitée aux exemples de réalisation qui viennent d'être décrits. Diverses modifications peuvent y être apportées par l'homme du métier.Of course, the invention is not limited to the embodiments which have just been described. Various modifications may be made by the skilled person.

L'expression « comportant un » doit être comprise comme étant synonyme de « comportant au moins un », sauf si le contraire est spécifié.The expression "having one" shall be understood as being synonymous with "having at least one", unless the opposite is specified.

Claims

REVENDICATIONS1. Pivot (52) for a blade root (58) of a turbine engine blade (48) (48), characterized in that it comprises cooling means (100) for the blade root ( 58) by interaction with a ventilation airflow.

2. Pivot (52) according to claim 1, characterized in that the cooling means (100) comprise cooling fins (101).

3. Pivot (52) according to claim 2, characterized in that the cooling fins (101) are distributed symmetrically within the pivot (52).

4. Pivot (52) according to one of the preceding claims, characterized in that it comprises a lower portion (52a) substantially cylindrical and hollow having a generally U-shaped section, and an upper portion (52b) having a groove (56) for retaining the blade root (58), the cooling means (100) being located within the lower portion (52a).

5. Propeller (32) for a turbomachine (1) comprising a plurality of blades (48) and a blade support ring (47) provided with housings (50) each receiving a pivot (52) bearing the foot (58). ) of one of said blades (48), characterized in that it comprises a pivot (52) according to any one of the preceding claims.

6. Propeller according to claim 5, characterized in that the pivot (52) is equipped with at least one counterweight system (90, 91) provided with at least one internal flow channel (93, 96). air flow intended to come into contact with the cooling means (100). 10

7. Propeller according to claim 5 or 6, characterized in that said at least one inner channel (93, 96) has an inner end (97a, 98a) which opens onto the pivot (52) and at least one of an insertion end (97b) and an ejection end (98b) of the air flow, including means for introducing and / or ejecting in the form of an orifice or a scoop. 20

8. Propeller according to any one of claims 5 to 7, characterized in that the blades (48) and / or said at least one counterweight system (90, 91) and / or the cooling means (100) and / or the pivot (52) are made of composite material.

9. Turbomachine (1) characterized in that it comprises a pivot (52) according to any one of claims 1 to 4 or a propeller (32) according to any one of claims 5 to 8. - 2996589 22

10. A turbomachine according to claim 9, characterized in that it comprises a propeller (32) according to any one of claims 5 to 8, and in that said propeller (32) is located downstream of a combustion chamber (20) of said turbomachine, said turbomachine preferably comprising a pair of non-careened contra-rotating propellers, each of the two propellers (32, 36) being a helix according to any one of claims 5 to 8.