FR3011529A1

FR3011529A1 - PIPEL OF AERIAL PROPELLER BLADE

Info

Publication number: FR3011529A1
Application number: FR1359780A
Authority: FR
Inventors: Hamza Guessine; Virginie Adam; Pierre-Antoine Barbier; Strat Jean-Luc Le
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2013-10-09
Filing date: 2013-10-09
Publication date: 2015-04-10
Anticipated expiration: 2033-10-09
Also published as: FR3011529B1

Abstract

L'invention concerne un pivot de pale d'hélice aérienne, comportant un support rotatif (36) destiné à être monté radialement sur un moyeu d'hélice tout en étant apte à pouvoir pivoter autour d'un axe de pivotement (Z) et comprenant un logement (38) destiné à recevoir un pied de pale, et au moins un bras (34a, 34b) rapporté portant une masselotte (32) formant contrepoids et destiné à s'étendre latéralement par rapport à l'axe de pivotement du support rotatif, le bras étant monté en appui radial et latéral contre un épaulement du support rotatif et maintenu sur celui-ci par l'intermédiaire d'une pluralité de liaisons boulonnées (42a, 42b).The invention relates to an overhead propeller blade pivot comprising a rotary support (36) intended to be mounted radially on a propeller hub while being able to pivot about a pivot axis (Z) and comprising a housing (38) for receiving a blade root, and at least one arm (34a, 34b) attached carrying a weight counterweight (32) and intended to extend laterally with respect to the pivot axis of the rotary support , the arm being mounted radially and laterally against a shoulder of the rotatable support and held thereon by means of a plurality of bolted connections (42a, 42b).

Description

Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général des hélices aériennes. Elle vise plus précisément un pivot de pale d'hélice. Une hélice aérienne est utilisée notamment dans le domaine aéronautique pour assurer la propulsion d'un aéronef. Il s'agit en particulier des turbopropulseurs d'aéronef à simple hélice ou à double hélices contrarotatives. Typiquement, les hélices d'un turbopropulseur d'aéronef se composent chacune d'une pluralité de pales de soufflante non carénées. Ces pales de soufflante sont à pas variable, c'est-à-dire que chaque pale peut pivoter autour de son axe longitudinal (appelé axe de calage) afin d'adapter l'orientation de son bord d'attaque au régime moteur. L'orientation des pales de soufflante (on parle également de réglage du pas) constitue ainsi l'un des paramètres permettant de gérer la poussée du turbopropulseur. A cet effet, chaque pale d'hélice est généralement montée par 20 son pied sur un pivot comprenant un support rotatif disposé radialement dans un orifice d'un moyeu d'hélice tout en étant apte à pouvoir pivoter dans cet orifice autour d'un axe longitudinal de la pale. Le support rotatif du pivot comprend également une alvéole destinée à recevoir un pied de pale et au moins un bras s'étendant 25 latéralement par rapport à l'axe de pivotement du pivot et portant une masselotte formant contrepoids. En cas d'arrêt du moteur, la force centrifuge s'exerçant sur la masselotte positionnée sur le bras du pivot permet ainsi d'assurer une mise en drapeau automatique de la pale et son maintien dans cette orientation. 30 Le pivot d'une pale d'hélice a donc pour principales fonctions de tenir la pale (contre les forces aérodynamique et centrifuge), de tenir les masselottes de mise en drapeau de la pale (contre la force centrifuge essentiellement) et d'assurer un guidage en orientation de la pale (contre les forces inertielles principalement). 35 Généralement, les pivots de pale d'hélice sont réalisés par usinage monobloc d'un matériau métallique, tel qu'en particulier de l'acier ou du titane. Un tel procédé de fabrication présente cependant de nombreux inconvénients, notamment un usinage complexe, un temps et un coût de production élevés et des zones d'accès difficiles pour le contrôle de la géométrie de la pièce.BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to the general field of overhead propellers. It is more specifically a propeller blade pivot. An aerial propeller is used in particular in the aeronautical field to propel an aircraft. In particular, these are single-propeller or twin-propeller turboprop aircraft propellers. Typically, the propellers of an aircraft turboprop engine each consist of a plurality of unducted fan blades. These fan blades are variable pitch, that is to say that each blade can rotate about its longitudinal axis (called pinning axis) to adapt the orientation of its leading edge to the engine speed. The orientation of the fan blades (also known as pitch adjustment) is one of the parameters to manage the thrust of the turboprop. For this purpose, each propeller blade is generally mounted by its foot on a pivot comprising a rotary support arranged radially in an orifice of a propeller hub while being able to be pivoted in this orifice around an axis. longitudinal of the blade. The rotational support of the pivot also comprises a cell for receiving a blade root and at least one arm extending laterally with respect to the pivot axis of the pivot and carrying a counterweight weight. In case of stopping the engine, the centrifugal force acting on the weight positioned on the pivot arm thus ensures automatic feathering of the blade and its maintenance in this orientation. The main function of the pivot of a propeller blade is therefore to hold the blade (against the aerodynamic and centrifugal forces), to hold the blades of feathering of the blade (against the centrifugal force essentially) and to ensure guidance in orientation of the blade (mainly against inertial forces). Generally, the propeller blade pivots are made by one-piece machining of a metallic material, such as in particular steel or titanium. Such a manufacturing method, however, has many disadvantages, including complex machining, high production time and cost and difficult access areas for controlling the geometry of the part.

Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but principal de proposer un pivot de pale d'hélice ne présentant pas les inconvénients de fabrication précités.OBJECT AND SUMMARY OF THE INVENTION The main object of the present invention is therefore to propose a propeller blade pivot which does not have the aforementioned manufacturing drawbacks.

Conformément à l'invention, ce but est atteint grâce à un pivot de pale d'hélice aérienne, comportant un support rotatif destiné à être monté radialement sur un moyeu d'hélice tout en étant apte à pouvoir pivoter autour d'un axe de pivotement et comprenant un logement destiné à recevoir un pied de pale, et au moins un bras rapporté portant une masselotte formant contrepoids et destiné à s'étendre latéralement par rapport à l'axe de pivotement du support rotatif, le bras étant monté en appui radial et latéral contre un épaulement du support rotatif et maintenu sur celui-ci par l'intermédiaire d'une pluralité de liaisons boulonnées. L'invention propose ainsi un pivot de pale d'hélice qui 20 s'assemble, ce qui réduit considérablement les modes opératoires, les temps d'usinage et donc les coûts de fabrication. En effet, la décomposition des éléments qui forme le pivot (support rotatif et bras rapporté) permet de transformer des formes de géométrie complexe par des formes plus élémentaires, ce qui allège les gammes de fabrication et 25 permet la réalisation de tolérances plus précises qui sont nécessaires au montage final de l'ensemble. De plus, l'usure des outils de fabrication s'en trouve moins prononcé ce qui permet d'optimiser les conditions de fabrication. Les paramètres de fabrication peuvent être notamment plus aisément contrôlés, ce qui améliore la productivité. Enfin, les opérations 30 de maintenance d'un tel pivot peuvent être limitées à un ou plusieurs éléments du pivot, évitant ainsi le changement du pivot dans son intégralité, ce qui limite les coûts de ces opérations. Selon une disposition avantageuse, l'épaulement du support rotatif comprend une surface d'appui radiale tournée vers l'intérieur et une 35 surface d'appui latérale contre lesquelles des surfaces correspondantes du 3 0 1 152 9 3 bras viennent en appui. De préférence, le bras et le support rotatif du pivot de pale d'hélice sont deux éléments indépendants. Les liaisons boulonnées peuvent comprendre chacune une vis destinée à être positionnée parallèlement à l'axe de pivotement du 5 support rotatif et à être assemblée de l'intérieur vers l'extérieur, et un écrou destiné à être vissé sur une extrémité libre de la vis. Dans ce cas, l'écrou de chaque liaison boulonnée est de préférence serti dans un logement extérieur du support rotatif ce qui assure son blocage en rotation. Toujours dans ce cas, le bras présente 10 avantageusement un lamage destiné à recevoir une tête de la vis des liaisons boulonnées. Les liaisons boulonnées peuvent être au nombre de sept et être réparties selon deux arcs de cercle concentriques centrés sur l'axe de pivotement du support rotatif. 15 De préférence, le pivot de pale d'hélice comprend deux bras opposés portant chacun une masselotte formant contrepoids et destinés à s'étendre latéralement par rapport à l'axe de pivotement du support rotatif. L'invention a également pour objet une hélice aérienne 20 comprenant une pluralité de pales montées chacune dans un pivot tel que défini précédemment. L'invention a encore pour objet un turbopropulseur d'aéronef comprenant au moins une telle hélice. Brève description des dessins 25 D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 est une vue schématique en demi-coupe 30 longitudinale d'un turbopropulseur à double hélices non carénées auquel s'applique notamment l'invention ; - la figure 2 est une vue schématique montrant le fonctionnement d'un pivot de pale d'hélice ; - les figures 3 et 4 sont des vues en perspective d'un pivot de 35 pale d'hélice selon l'invention, respectivement en vue de dessus et en vue de dessous ; 301 1 5 2 9 4 - la figure 5 est une vue en éclaté du pivot de pale d'hélice des figures 3 et 4 ; et - la figure 6 est une demi-vue en coupe longitudinale du pivot de pale d'hélice des figures 3 et 4. 5 Description détaillée de l'invention L'invention s'applique à tous turbopropulseurs d'aéronef munis d'au moins une hélice de pales à calage variable, et en particulier aux turbopropulseurs d'avion à double hélices contrarotatives non carénées 10 tels que celui représenté sur la figure 1. Un tel turbopropulseur 10 est connu et ne sera donc pas décrit en détails. Typiquement, il comprend notamment un axe longitudinal 12 et une nacelle annulaire 14 disposée coaxialement autour de l'axe longitudinal. Le turbopropulseur 10 comprend outre, d'amont en aval, un 15 compresseur 16, une chambre de combustion 18 et une turbine 20 à deux rotors contrarotatifs 22a, 22b, ces différents éléments étant également disposés coaxialement autour de l'axe longitudinal 12 du turbopropulseur. Le turbopropulseur 10 comprend encore une hélice amont (ou avant) 24a et une hélice aval (ou arrière) 24b de pales de soufflante 26 à orientation réglable. Les pales de soufflante 26 de chaque hélice 24a, 24b sont plus précisément montées sur un anneau rotatif 28a, 28b centrée sur l'axe longitudinal 12 du turbopropulseur. Chaque rotor 22a, 22b de la turbine 20 porte et entraîne en rotation l'un des anneaux rotatifs 28a, 28b sur lequel est montée l'une des hélices 24a, 24b. Alternativement, les hélices 24a, 24b pourraient être entraînées en rotation par un même et unique rotor de la turbine par l'intermédiaire d'une boîte réductrice. Les pales de soufflante 26 des deux hélices 24a, 24b sont à orientation réglable, c'est-à-dire qu'elles peuvent pivoter chacune autour de leur axe longitudinal afin d'adapter l'orientation de leur bord d'attaque 30 au régime moteur et/ou aux commandes du pilote. A cet effet, comme représenté sur la figure 2, chaque pale de soufflante 26 est montée sur un pivot 30 destiné à être monté radialement sur l'anneau rotatif 28a, 28b respectif tout en étant apte à pouvoir pivoter dans cet orifice autour d'un axe de pivotement Z du pivot. Le pivotement 35 du pivot 30 par rapport à l'anneau rotatif 28a, 28b entraîne ainsi un changement d'orientation du bord d'attaque de la pale de soufflante 301 1 5 2 9 5 correspondante. Ce pivotement est obtenu par des dispositifs d'actionnement connus en soi de type hydrauliques ou électriques. En cas de panne moteur, il est avantageux que chaque pale de soufflante 26 puisse être mise automatiquement en drapeau, c'est-à-dire 5 avec un angle d'attaque sensiblement nul par rapport au vent relatif VR. De plus, il est prévu des moyens passifs pour maintenir les pales de soufflante 26 en drapeau même en cas de défaillance des dispositifs d'actionnement du pivotement des pivots 30. En effet, le centre de poussée L de chaque pale peut être décalé par rapport à l'axe de 10 pivotement Z du pivot 30, générant ainsi un couple aérodynamique MA tendant à faire pivoter la pale. En outre, un couple inertiel Mi est engendré aussi, du fait du déport du centre de gravité G de la pale par rapport à l'axe de pivotement Z. Pour contrer ces couples MA, et Mi et maintenir la pale en 15 drapeau, des masselottes 32 formant contrepoids sont typiquement montées à l'extrémité libre de bras 34 s'étendant latéralement par rapport à l'axe de pivotement Z. L'orientation de ces bras est sensiblement perpendiculaire à l'intrados et à l'extrados de la pale 26 (angle a compris entre +/-30° par rapport à un plan normal à l'alvéole du pivot recevant le 20 pied de pale), de telle manière que, quand l'hélice tourne autour de son axe de rotation 0, les forces centrifuges Fc s'exerçant sur les masselottes 32 auront tendance à aligner la direction principale Y des bras 34 avec une direction tangentielle Y' de l'hélice, contrant ainsi les couples aérodynamique et inertiel MA et Mi et réalignant la pale avec la direction 25 du vent relatif VR. Les figures 3 et 4 représentent en perspective un pivot de pale d'hélice 30 selon l'invention. Dans l'exemple de réalisation des figures 3 et 4, le pivot de pale d'hélice 30 se compose d'un support rotatif 36 et de deux bras rapportés 30 opposés, à savoir un bras intrados 34a et un bras extrados 34b. Le support rotatif 36 se présente sous la forme d'un cylindre creux centré sur l'axe de pivotement Z du pivot. Ce support rotatif est destiné à être monté radialement sur l'anneau rotatif respectif du turbopropulseur tout en étant capable de pouvoir pivoter autour de l'axe 35 de pivotement Z. De plus, dans sa partie opposée à l'anneau rotatif, le support rotatif 36 un logement, par exemple une alvéole 38 en forme de rainure, qui est destiné à recevoir un pied de pale (non représenté). Sur les exemples illustrés par les figures, le logement pour le pied de pale présente une forme de rainure. Bien entendu, il est possible d'envisager d'autres types de logement en fonction de l'application choisie, notamment un logement cylindrique lorsque le pied de pale présente une forme cylindrique. Les bras 34a, 34b sont des pièces rapportées, c'est-à-dire indépendantes du support rotatif 36 sur lequel elles sont assemblées, l'ensemble ne formant donc pas un pivot de pale d'hélice monobloc. Lorsqu'ils sont assemblés sur le support rotatif 36, les bras 34a, 34b s'étendent selon une direction Y perpendiculaire à l'axe de pivotement Z, tandis que l'alvéole 38 s'étend selon une direction X perpendiculaire à l'axe de pivotement Z et à la direction Y des bras.According to the invention, this object is achieved by means of an overhead propeller blade pivot comprising a rotary support intended to be mounted radially on a propeller hub while being able to pivot about a pivot axis and comprising a housing for receiving a blade root, and at least one insert arm carrying a weight counterweight and intended to extend laterally with respect to the pivot axis of the rotary support, the arm being mounted in radial support and lateral to a shoulder of the rotatable support and held thereon through a plurality of bolted connections. The invention thus proposes a propeller blade pivot which assembles, which considerably reduces the operating modes, the machining times and therefore the manufacturing costs. Indeed, the decomposition of the elements which forms the pivot (rotary support and attached arm) makes it possible to transform shapes of complex geometry by more elementary shapes, which alleviates the manufacturing ranges and allows the realization of more precise tolerances which are necessary for the final assembly of the assembly. In addition, the wear of manufacturing tools is less pronounced which optimizes the manufacturing conditions. In particular, the manufacturing parameters can be more easily controlled, which improves productivity. Finally, the maintenance operations 30 of such a pivot may be limited to one or more elements of the pivot, thus avoiding the change of the pivot in its entirety, which limits the costs of these operations. According to an advantageous arrangement, the shoulder of the rotary support comprises an inwardly directed radial bearing surface and a lateral bearing surface against which corresponding surfaces of the arms abut. Preferably, the arm and the rotatable support of the propeller blade pivot are two independent elements. The bolted connections may each comprise a screw intended to be positioned parallel to the pivot axis of the rotary support and to be assembled from the inside to the outside, and a nut to be screwed onto a free end of the screw. . In this case, the nut of each bolted connection is preferably crimped into an outer housing of the rotary support which ensures its locking in rotation. Still in this case, the arm preferably has a countersink for receiving a screw head bolted connections. The bolted connections can be seven in number and distributed in two concentric circular arcs centered on the pivot axis of the rotary support. Preferably, the propeller blade pivot comprises two opposing arms each carrying a counterweight weight and intended to extend laterally with respect to the pivot axis of the rotary support. The invention also relates to an overhead propeller 20 comprising a plurality of blades each mounted in a pivot as defined above. The invention also relates to an aircraft turboprop comprising at least one such propeller. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other features and advantages of the present invention will emerge from the description given below, with reference to the accompanying drawings which illustrate an embodiment having no limiting character. In the figures: - Figure 1 is a schematic longitudinal half-sectional view of a turbofan propeller with two unducted propellers to which the invention applies in particular; - Figure 2 is a schematic view showing the operation of a propeller blade pivot; FIGS. 3 and 4 are perspective views of a propeller blade pivot according to the invention, respectively in plan view and in bottom view; Figure 5 is an exploded view of the propeller blade pivot of Figures 3 and 4; and FIG. 6 is a half-view in longitudinal section of the propeller blade pivot of FIGS. 3 and 4. DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The invention applies to all aircraft turboprop engines provided with at least a propeller of variable pitch blades, and in particular turbofan aircraft propellers with contra-rotating non-careened propellers 10 such as that shown in FIG. 1. Such a turboprop engine 10 is known and will therefore not be described in detail. Typically, it comprises in particular a longitudinal axis 12 and an annular nacelle 14 disposed coaxially around the longitudinal axis. The turbo-propeller 10 further comprises, from upstream to downstream, a compressor 16, a combustion chamber 18 and a turbine 20 with two counter-rotating rotors 22a, 22b, these different elements being also arranged coaxially around the longitudinal axis 12 of the turboprop. . The turboprop engine 10 also comprises an upstream (or forward) propeller 24a and a downstream propeller (or aft propeller) 24b of adjustable-orientation blower blades 26. The fan blades 26 of each propeller 24a, 24b are more precisely mounted on a rotary ring 28a, 28b centered on the longitudinal axis 12 of the turboprop. Each rotor 22a, 22b of the turbine 20 carries and drives in rotation one of the rotating rings 28a, 28b on which is mounted one of the propellers 24a, 24b. Alternatively, the propellers 24a, 24b could be rotated by one and the same rotor of the turbine through a reduction box. The fan blades 26 of the two propellers 24a, 24b are adjustable in orientation, that is to say that they can each pivot about their longitudinal axis in order to adapt the orientation of their leading edge 30 to the regime. engine and / or pilot controls. For this purpose, as shown in FIG. 2, each fan blade 26 is mounted on a pivot 30 intended to be mounted radially on the respective rotary ring 28a, 28b while being able to pivot in this orifice around a pivot axis Z of the pivot. Pivoting of the pivot 30 relative to the rotating ring 28a, 28b thus causes a change of orientation of the leading edge of the corresponding fan blade 301. This pivoting is obtained by operating devices known per se of the hydraulic or electric type. In case of engine failure, it is advantageous that each fan blade 26 can be automatically flagged, that is to say with a substantially zero angle of attack relative to the relative wind VR. In addition, passive means are provided for keeping the fan blades 26 in a flag even in the event of failure of the devices for actuating the pivoting of the pivots 30. Indeed, the center of thrust L of each blade can be shifted relative to to the pivot axis Z of the pivot 30, thereby generating an aerodynamic torque MA tending to rotate the blade. In addition, an inertial torque Mi is also generated, due to the offset of the center of gravity G of the blade relative to the pivot axis Z. To counter these pairs MA, and Mi and maintain the blade in flag, Weights 32 forming a counterweight are typically mounted at the free end of arm 34 extending laterally with respect to the pivot axis Z. The orientation of these arms is substantially perpendicular to the lower surface and the upper surface of the blade. 26 (angle α between +/- 30 ° with respect to a plane normal to the socket of the pivot receiving the blade root), so that when the propeller rotates about its axis of rotation 0, the Centrifugal forces Fc exerted on the flyweights 32 will tend to align the main direction Y of the arms 34 with a tangential direction Y 'of the helix, thus counteracting the aerodynamic and inertial couples MA and Mi and realigning the blade with the direction 25 relative wind VR. Figures 3 and 4 show in perspective a propeller blade pivot 30 according to the invention. In the embodiment of FIGS. 3 and 4, the propeller blade pivot 30 consists of a rotatable support 36 and two opposing opposed arms 30, namely an intrados arm 34a and an extrados arm 34b. The rotary support 36 is in the form of a hollow cylinder centered on the pivot axis Z of the pivot. This rotary support is intended to be mounted radially on the respective rotary ring of the turboprop engine while being capable of being able to pivot about the pivot axis Z. Moreover, in its part opposite to the rotary ring, the rotary support 36 a housing, for example a slot 38 in the form of a groove, which is intended to receive a blade root (not shown). In the examples illustrated by the figures, the housing for the blade root has a groove shape. Of course, it is possible to consider other types of housing depending on the chosen application, including a cylindrical housing when the blade root has a cylindrical shape. The arms 34a, 34b are inserts, that is to say independent of the rotary support 36 on which they are assembled, the assembly thus not forming a monobloc propeller blade pivot. When they are assembled on the rotary support 36, the arms 34a, 34b extend in a direction Y perpendicular to the pivot axis Z, while the cell 38 extends in a direction X perpendicular to the axis pivoting Z and the Y direction of the arms.

Chaque bras 34a, 34b se présente sous la forme d'une pièce allongée dont une extrémité est assemblée sur le support rotatif 36 et l'autre extrémité libre porte une masselotte 32 formant contrepoids. Comme représenté de façon plus précise sur les figures 5 et 6, chaque bras est monté en appui radial et latéral contre un épaulement 40 du support rotatif 36 et maintenu sur celui-ci par l'intermédiaire d'une pluralité de liaisons boulonnées 42. Le support rotatif 36 présente ici deux épaulements 40, chacun de ces épaulements ayant une surface d'appui radiale 40a (tournée vers l'intérieur) et une surface d'appui latérale 40b qui sont sensiblement planes et contre lesquelles des surfaces correspondantes de l'extrémité des bras 34a, 34b viennent en appui. Une pluralité de liaisons boulonnées 42 assure le maintien en position des bras 34a, 34b sur le support rotatif 36. Par exemple, chaque liaison boulonnée comprend une vis 42a et un écrou 42b, la vis étant vissée de l'intérieur vers l'extérieur au travers du bras 34a, 34 et de l'épaulement 40 du support rotatif selon une direction sensiblement parallèle à l'axe de pivotement Z. L'écrou 42b est quant à lui vissé sur l'extrémité libre de la vis 42a. De préférence, l'écrou 42b de chaque liaison boulonnée est serti 35 dans un logement extérieur 44 réalisé dans l'épaulement 40 du support 301 1 5 2 9 7 rotatif 36 du pivot de pale d'hélice de façon à assurer son blocage en rotation. De plus, toujours de préférence, chaque bras 34a, 34b du pivot de pale d'hélice présente un lamage 46 qui est destiné à recevoir une tête 5 de la vis 42a des liaisons boulonnées (voir la figure 6). Ainsi, les vis 42a sont noyées dans les bras de sorte à respecter l'encombrement par rapport au reste du pivot de pale d'hélice. Dans l'exemple représenté sur les figures, les liaisons boulonnées 42 sont au nombre de sept pour chaque bras 34a, 34b et sont 10 avantageusement réparties selon deux arcs de cercle Cl, C2 concentriques centrés sur l'axe de pivotement Z du support rotatif (figure 4). Bien entendu, le nombre et la disposition de ces liaisons boulonnées peuvent varier. On notera que chaque bras 34a, 34b et sa masselotte 32 15 présentent avantageusement une forme géométrique générale de calotte sphérique. Par « forme de calotte sphérique », on entend ici que chaque bras et la masselotte qu'il porte présentent une forme d'une partie de sphère qui serait tronquée par un plan (autre qu'un plan médian). On pourra se référer à la demande de brevet française n°13 55 627 déposée 20 le 17 juin 2013 par la Demanderesse qui décrit une telle géométrie voûtée des bras du pivot de pale d'hélice. On notera également que les masselottes 32 sont chacune assemblées sur l'extrémité libre des bras 34a, 34b du pivot de pale d'hélice par l'intermédiaire d'une pluralité de liaisons boulonnées 48, par 25 exemple au nombre de cinq, notamment visibles sur les figures 3, 4 et 6. On notera encore que le pivot de pale d'hélice peut ne comporter qu'un seul bras s'étendant latéralement par rapport à l'axe de pivotement du support rotatif, son assemblage sur le support rotatif étant identique à celui décrit pour deux bras.Each arm 34a, 34b is in the form of an elongate piece whose one end is assembled on the rotatable support 36 and the other free end carries a counterweight 32 forming counterweight. As shown more precisely in FIGS. 5 and 6, each arm is mounted in radial and lateral support against a shoulder 40 of the rotary support 36 and held thereon by means of a plurality of bolted connections 42. rotary support 36 here has two shoulders 40, each of these shoulders having a radial bearing surface 40a (facing inwards) and a lateral bearing surface 40b which are substantially flat and against which corresponding surfaces of the end arms 34a, 34b come to bear. A plurality of bolted connections 42 ensures that the arms 34a, 34b are held in position on the rotatable support 36. For example, each bolted connection comprises a screw 42a and a nut 42b, the screw being screwed from the inside outwards to the through the arm 34a, 34 and the shoulder 40 of the rotary support in a direction substantially parallel to the pivot axis Z. The nut 42b is screwed to the free end of the screw 42a. Preferably, the nut 42b of each bolted connection is crimped into an outer housing 44 made in the shoulder 40 of the rotatable support 301 of the propeller blade pivot so as to ensure its rotational locking. . In addition, still preferably, each arm 34a, 34b of the propeller blade pivot has a recess 46 which is intended to receive a head 5 of the screw 42a bolted connections (see Figure 6). Thus, the screws 42a are embedded in the arms so as to respect the space requirement with respect to the remainder of the propeller blade pivot. In the example shown in the figures, the bolted connections 42 are seven in number for each arm 34a, 34b and are advantageously distributed along two concentric arcs C1, C2 centered on the pivot axis Z of the rotary support ( Figure 4). Of course, the number and arrangement of these bolted connections may vary. It will be noted that each arm 34a, 34b and its weight 32 15 advantageously have a general geometric shape of spherical cap. By "spherical cap shape" is meant here that each arm and the weight it carries have a shape of a sphere portion that would be truncated by a plane (other than a median plane). We can refer to the French patent application No. 13 55 627 filed June 17, 2013 by the Applicant which describes such a vaulted geometry of the arms of the propeller blade pivot. It will also be noted that the weights 32 are each assembled on the free end of the arms 34a, 34b of the propeller blade pivot by means of a plurality of bolted connections 48, for example five in number, in particular visible in FIGS. 3, 4 and 6. It will also be noted that the propeller blade pivot may comprise only one arm extending laterally with respect to the pivot axis of the rotary support, its assembly on the rotary support being identical to that described for two arms.

30 Enfin, on notera que les différents éléments du pivot de pale d'hélice peuvent être réalisés en matériau métallique ou en matériau composite.Finally, it should be noted that the various elements of the propeller blade pivot may be made of metallic material or of composite material.

Claims

REVENDICATIONS1. An overhead propeller blade pivot (30), comprising: a rotatable support (36) to be mounted radially on a propeller hub while being pivotable about a pivot axis (Z) and comprising a housing (38) for receiving a blade root; and at least one arm (34a, 34b) attached carrying a weight (32) counterweight and intended to extend laterally relative to the pivot axis of the rotary support, the arm being mounted in radial and lateral support against a shoulder (40) of the rotatable support and held thereon through a plurality of bolted links (42). 15

A pivot according to claim 1, wherein the shoulder (40) of the rotatable support comprises an inwardly directed radial bearing surface (40a) and a lateral bearing surface (40b) against which corresponding surfaces of the arm (34a, 34b) support. 20

3. Pivot according to one of claims 1 and 2, wherein the arm and the rotary support are two independent elements.

4. Pivot according to any one of claims 1 to 3, wherein the bolted connections (42) each comprise a screw (42a) 25 intended to be positioned parallel to the pivot axis of the rotary support and to be assembled from the interior to the outside, and a nut (42b) to be screwed onto a free end of the screw.

A pivot according to claim 4, wherein the nut (42b) of each bolted connection is crimped into an outer housing (44) of the rotatable support.

6. Pivot according to one of claims 4 and 5, wherein the arm has a recess (46) for receiving a screw head (42a) 35 bolted connections. 301 1 5 2 9 9

7. Pivot according to any one of claims 1 to 6, wherein the bolted connections are seven in number and are distributed in two circular arcs (C1, C2) concentric centered on the pivot axis of the rotary support.

8. Pivot according to any one of claims 1 to 7, comprising two opposing arms each carrying a weight counterweight and intended to extend laterally relative to the pivot axis of the rotary support.

An aerial propeller (24a, 24b) comprising a plurality of blades (26) each mounted in a pivot as claimed in any one of claims 1 to 8.

10. An aircraft turboprop (10) comprising at least one propeller (24a, 24b) according to claim 9. 10