FR2996590A1

FR2996590A1 - 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: FR2996590A1
Application number: FR1259654A
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
Anticipated expiration: 2032-10-10
Also published as: FR2996590B1

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

HELICE COMPORTANT UN PIVOT POURVU D'UNE CELLULE A EFFET PELTIER 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 10 hélices, en particulier les pieds de pales. Elle concerne ainsi une hélice pour turbomachine, et également la turbomachine comportant une telle hélice. L'invention s'applique à tout type de turbomachines terrestres ou aéronautiques, et notamment 15 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 aéronef dont le récepteur comporte un doublet d'hélices 20 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 exemple comporter une soufflante fixée directement sur 25 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 the unducted propellers for a turbomachine, and more specifically to the cooling of the elements of these propellers, in particular the propellers. feet of blades. It thus relates to a propeller for a turbomachine, and also the turbomachine comprising such a propeller. The invention applies to any type of terrestrial 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 aircraft turbomachines, the receiver of which comprises a pair of counter-rotating propellers which are not careened, this type of turbomachine being also referred to as "unducted blowers", or still bearing the designations English "open rotor" or "propfan". Such a turbomachine may for example comprise a fan 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 des pieds de pale, en particulier réalisés en matériaux composites. L'invention a ainsi pour objet, selon l'un 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'au moins l'un des pivots comporte 25 une cellule à effet Peltier pour le refroidissement du pied de pale correspondant. L'hélice peut en particulier être une hélice non carénée. Une cellule à effet Peltier (CEP) ou module 30 Peltier repose sur un effet thermoélectrique qui se traduit par un phénomène physique de déplacement de chaleur en présence d'un courant électrique. La cellule à effet Peltier comporte ainsi un assemblage d'éléments semi-conducteurs placés entre deux matériaux électriquement isolants mais conducteurs de la chaleur.The invention aims in particular to provide a solution to allow efficient ventilation and cooling blade feet, in particular made of composite materials. The invention thus has, according to one of its aspects, a turbomachine 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 at least one of the pivots comprises a Peltier effect cell for cooling the corresponding blade root. The propeller may in particular be a non-faired propeller. A Peltier effect cell (CEP) or Peltier module is based on a thermoelectric effect which results in a physical phenomenon of heat displacement in the presence of an electric current. The Peltier effect cell thus comprises an assembly of semiconductor elements placed between two electrically insulating but heat conducting materials.

Dès lors qu'un courant électrique continu traverse un tel montage, il apparaît une « face froide » qui absorbe de la chaleur et une « face chaud » qui dégage de la chaleur. Ainsi, l'un des matériaux se réchauffe pendant que l'autre se refroidit. Le courant électrique joue un rôle de fluide caloporteur. Grâce à l'invention, il peut ainsi être possible de ventiler et de refroidir les pieds de pale par la cellule à effet Peltier, située à proximité immédiate des pieds de pale. Il peut être possible de refroidir une zone chaude impactant les pieds de pale, notamment celle située à l'intérieur d'une nacelle tournante sous les pieds de pale, notamment par la seule présence de la cellule à effet Peltier et d'un câble électrique. L'invention peut en particulier permettre un refroidissement efficace des pieds de pale sans nécessiter l'utilisation d'un ventilateur ou d'un fluide, gazeux ou liquide, caloporteur qui pourrait être dangereux. De plus, aucune convection forcée n'étant requise, la solution de l'invention peut permettre de n'engendrer que de faibles niveaux de bruit et de vibrations. L'hélice selon l'invention peut en outre comporter l'une ou plusieurs des caractéristiques suivantes prises isolément ou suivant toutes combinaisons techniques possibles.As long as a continuous electric current passes through such an assembly, it appears a "cold face" which absorbs heat and a "hot face" which releases heat. Thus, one of the materials heats up while the other cools. The electric current plays a role of heat transfer fluid. Thanks to the invention, it may thus be possible to ventilate and cool the blade feet by the Peltier effect cell located in the immediate vicinity of the blade roots. It may be possible to cool a hot zone impacting the blade roots, in particular that located inside a rotating nacelle under the blade roots, in particular by the sole presence of the Peltier effect cell and an electric cable. . The invention can in particular allow efficient cooling of the blade roots without requiring the use of a fan or a fluid, gaseous or liquid heat transfer which could be dangerous. In addition, no forced convection being required, the solution of the invention can allow to generate only low levels of noise and vibration. The propeller according to the invention may further comprise one or more of the following characteristics taken separately or in any possible technical combinations.

La cellule à effet Peltier peut être réalisée de différentes manières. De préférence, la cellule à effet Peltier comporte des ailettes. Les ailettes peuvent permettre la captation d'un flux d'air de ventilation (depuis la source froide) et la diffusion d'un flux d'air chaud (vers la source chaude). L'hélice peut comporter des moyens électriques, notamment un câble électrique, pour 10 alimenter en courant électrique la cellule à effet Peltier. La source froide de la cellule à effet Peltier peut comporter un flux d'air de ventilation. Le flux d'air est en particulier un flux 15 d'air extérieur, notamment un flux d'air extérieur froid pour permettre une ventilation. De plus, la source chaude de la cellule à effet Peltier peut comporter la zone située sous le pied de pale au niveau de la veine de gaz chaud, 20 notamment une zone intérieure d'une nacelle tournante. Le pivot peut comporter des moyens d'introduction et/ou d'éjection du flux d'air de ventilation. De tels moyens peuvent ainsi permettre d'acheminer le flux d'air au contact de la cellule à 25 effet Peltier, puis d'évacuer le flux d'air réchauffé. De préférence, ces moyens peuvent comporter des écopes aérodynamiques. Le pivot peut comporter un canal de circulation du flux d'air de ventilation. Le canal de 30 circulation peut notamment être formé au moins partiellement autour du pied de pale pour permettre son refroidissement. Le pivot peut comporter une partie inférieure, notamment sensiblement cylindrique et creuse de manière à présenter une section en forme générale de U ouvert radialement vers l'intérieur, et une partie supérieure située au-dessus de l'anneau de support de pales, cette partie supérieure présentant notamment une rainure pour retenir le pied de pale.The Peltier effect cell can be made in different ways. Preferably, the Peltier effect cell comprises fins. The fins can allow the capture of a flow of ventilation air (from the cold source) and the diffusion of a flow of hot air (to the hot source). The propeller may comprise electrical means, in particular an electric cable, for supplying the Peltier effect cell with electric current. The cold source of the Peltier effect cell may include a ventilation airflow. The air flow is in particular an outside air flow, in particular a cold outside air flow to allow ventilation. In addition, the hot source of the Peltier effect cell may include the zone under the blade root at the level of the hot gas stream, in particular an inner zone of a rotating nacelle. The pivot may comprise means for introducing and / or ejecting the flow of ventilation air. Such means can thus make it possible to route the air flow in contact with the Peltier effect cell and then to evacuate the flow of heated air. Preferably, these means may comprise aerodynamic scoops. The pivot may comprise a circulation channel of the ventilation air flow. The circulation channel may in particular be formed at least partially around the blade root to allow its cooling. The pivot may comprise a lower part, in particular substantially cylindrical and hollow so as to have a generally U-shaped section open radially inwards, and an upper part situated above the blade support ring, this part upper having in particular a groove for retaining the blade root.

En outre, le pivot peut comporter une plateforme. La plateforme, notamment de forme circulaire, peut se trouver placée au sein d'un orifice prévu à travers le capot extérieur de l'hélice, de manière à obtenir des jonctions aérodynamiques sensiblement affleurantes. La pale peut comporter une partie aérodynamique faisant saillie à partir de la plateforme radialement vers l'extérieur. La partie inférieure et/ou la partie supérieure et/ou la plateforme du pivot peuvent comporter la cellule à effet Peltier et/ou le canal de circulation du flux d'air de ventilation. Les pales, en particulier les pieds de pale, et/ou le pivot peuvent être réalisés en matériau composite.In addition, the pivot may include a platform. The platform, in particular of circular shape, can be placed within a hole provided through the outer cover of the propeller, so as to obtain aerodynamic junctions substantially flush. The blade may include an aerodynamic portion projecting from the platform radially outward. The lower part and / or the upper part and / or the platform of the pivot may comprise the Peltier effect cell and / or the circulation channel of the ventilation air flow. The blades, in particular the blade roots, and / or the pivot may be made of composite material.

L'invention a encore pour objet, selon un autre de ses aspects, une turbomachine caractérisée en ce qu'elle comporte une hélice telle que définie précédemment. L'hélice peut par exemple se situer en 30 amont ou en aval d'une chambre de combustion de la turbomachine.The invention further relates, according to another of its aspects, a turbomachine characterized in that it comprises a helix as defined above. The propeller may for example be located upstream or downstream of a combustion chamber of the 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 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, d'un exemple de mise en oeuvre non limitatif 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 illustre partiellement, en perspective et en coupe partielle, un exemple de plateforme d'un pivot muni d'une pale équipant une hélice selon l'invention, et - la figure 7 est une vue du dessus, schématique et partielle, de l'exemple de réalisation de la figure 6. 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 nécessairement selon une échelle uniforme, pour rendre les figures plus lisibles. EXPOSÉ DÉTAILLÉ D'UN MODE DE RÉALISATION PARTICULIER Il va être décrit ci-après, en référence aux figures 6 et 7, un exemple 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.The turbomachine may preferentially be of the "open rotor" type. In particular, the turbomachine may comprise a doublet of contra-rotating propellers not careened, 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 of an example of non-limiting implementation thereof, as well as on the examination of the figures, diagrammatic and partial. 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 represents a perspective view of a helix of the prior art, FIG. With the aid of several blade root cavities, FIG. 6 partially illustrates, in perspective and in partial section, an example of a platform of a pivot provided with a blade fitted to a propeller according to the invention, and FIG. a view from above, schematic and partial, of the embodiment of Figure 6. 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. DETAILED DESCRIPTION OF A PARTICULAR EMBODIMENT A description will now be described, with reference to FIGS. 6 and 7, of an exemplary embodiment of the invention relating to an aircraft turbomachine with a doublet of contra-rotating propellers not careened. these examples are not, however, limiting.

Les figures 6 et 7 sont schématiques et partielles, et il convient de se référer aux figures 1 à 5 précédemment décrites pour la visualisation des éléments non représentés sur les figures 6 et 7. En référence aux figures 6 et 7, on a 25 représenté, un pivot 52, notamment la plateforme du pivot 52, pour la fixation d'un pied de pale 58, conformément à ce qui a été décrit précédemment. Conformément à l'invention, le pivot 52 comporte une cellule à effet Peltier sous la forme 30 d'ailettes 100, pour permettre le refroidissement du pied de pale 58.FIGS. 6 and 7 are diagrammatic and partial, and reference should be made to FIGS. 1 to 5 previously described for the display of elements not shown in FIGS. 6 and 7. With reference to FIGS. 6 and 7, there is shown, a pivot 52, in particular the pivot platform 52, for fixing a blade root 58, as described above. According to the invention, the pivot 52 comprises a Peltier effect cell in the form of fins 100, to allow cooling of the blade root 58.

Plus particulièrement, les ailettes 100 peuvent permettre de relier une source chaude que l'on souhaite refroidir, et notamment l'intérieur d'une nacelle tournante de la turbomachine 1 autour du pied de pale 58, à une source froide par laquelle les calories peuvent être évacuées, par exemple à l'aide d'un cheminement électrique. La source froide est par exemple constituée par un flux d'air F de ventilation, capté de l'extérieur grâce à des écopes dynamiques 97, puis conduit dans un canal de circulation 101 formé dans le pivot 52, et notamment dans la plateforme 59, et destiné à amener le flux d'air F de ventilation au contact des ailettes 100.More particularly, the fins 100 can make it possible to connect a hot source that it is desired to cool, and in particular the inside of a rotating nacelle of the turbomachine 1 around the blade root 58, to a cold source through which the calories can be evacuated, for example using an electrical path. The cold source is for example constituted by a flow of air F ventilation, captured from the outside through dynamic scoops 97, then leads into a circulation channel 101 formed in the pivot 52, and in particular in the platform 59, and intended to bring the ventilation air flow F in contact with the fins 100.

Les ailettes 100 reçoivent par ailleurs l'air chaud provenant de la source chaude située sous le pied de pale 58. Des moyens électriques, et notamment un câble électrique (non représenté), sont en outre prévus pour 20 permettre l'alimentation en courant continu des ailettes 100 et l'apparition de l'effet Peltier. L'effet Peltier peut alors permettre d'évacuer au moins partiellement la chaleur de la source chaude grâce au flux d'air F de ventilation et ainsi de 25 refroidir la zone située sous le pied de pale 58. Une partie des écopes dynamiques 97 peut permettre l'introduction du flux d'air F de ventilation mais également l'évacuation du flux d'air chauffé. En outre, au moins une partie des écopes 97 peut être 30 située au niveau du bord d'attaque de la pale 48 de sorte à être toujours orientée de la même manière que la pale 48 pour capter au mieux l'air extérieur. Dans tout ce qui a été décrit précédemment, les pales 48 et/ou le pivot 52 peuvent être réalisés en 5 matériau composite. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à l'exemple de réalisation qui vient d'être décrit. Diverses modifications peuvent y être apportées par l'homme du métier.The fins 100 also receive hot air from the hot source located under the blade root 58. Electrical means, and in particular an electric cable (not shown), are further provided to allow DC power supply. fins 100 and the appearance of the Peltier effect. The Peltier effect can then make it possible to evacuate at least partially the heat from the hot source by means of the ventilation airflow F and thus to cool the zone situated under the blade root 58. A portion of the dynamic scoops 97 can allow the introduction of the air flow F ventilation but also the evacuation of the heated air flow. In addition, at least a portion of the scoops 97 may be located at the leading edge of the blade 48 so as to always be oriented in the same manner as the blade 48 to better capture the outside air. In all that has been previously described, the blades 48 and / or the pivot 52 can be made of composite material. Of course, the invention is not limited to the embodiment which has just been described. Various modifications may be made by the skilled person.

10 L'expression « comportant un » doit être comprise comme étant synonyme de « comportant au moins un », sauf si le contraire est spécifié.10 The expression "having one" shall be understood as being synonymous with "having at least one" unless the contrary is specified.

Claims

REVENDICATIONS1. Impeller (32) for a turbomachine (1) having 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 the one of said blades (48), characterized in that at least one of the pivots (52) comprises a Peltier effect cell (100) for cooling the corresponding blade root (58).

2. Propeller according to claim 1, characterized in that the Peltier effect cell (100) comprises fins.

3. characterized electric power supply propeller according to claim 1 or 2, in that it comprises means including an electric cable, for electric current Peltier effect cell (100).

4. Propeller according to one of the preceding claims, characterized in that the cold source of the Peltier effect cell (100) comprises an air flow (F) for ventilation, and in that the hot source of the cell to Peltier effect (100) comprises the area under the blade root (58) at the level of the hot gas vein.

5. Propeller according to claim 4, characterized in that said at least one of the pivots (52) comprises means for introducing and / or ejecting (97) the air flow (F) ventilation, including scoops aerodynamic.

6. Propeller according to claim 4 or 5, characterized in that said at least one of the pivots (52) comprises a circulation channel (101) of the air flow (F) ventilation.

7. Propeller according to claim 6, characterized in that the circulation channel (101) is formed at least partially around the blade root (58) to allow its cooling.

8. Propeller according to any one of the preceding claims, characterized in that the blades (48) and / or said at least one pivot (52) are made of composite material.

9. Turbomachine (1) characterized in that it comprises a propeller (32) according to any one of the preceding claims.

10. A turbomachine according to claim 9, characterized in that said propeller (32) is located downstream of a combustion chamber (20) of said turbomachine, said turbomachine preferably comprising a doublet of non-carinated contra-rotating propellers, each of two propellers (32, 36) being a helix according to any one of claims 1 to 8.