FR3046410A1 - Assemblage pour turbomachine d'aeronef a helices contrarotatives non carenees, comprenant un fourreau de passage de servitudes a encombrement reduit - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne un assemblage (60) pour turbomachine d'aéronef comprenant un récepteur à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, l'assemblage comportant un fourreau (52), des servitudes cheminant à l'intérieur du fourreau, un carter de fixation (54), des moyens de fixation (62) du fourreau sur une portion annulaire de montage (64) du carter (54). Selon l'invention, les moyens de fixation (62) comprennent, dans une configuration assemblée : - un anneau fendu (66) pourvu de saillies intérieures (71) logées dans des orifices (72) du fourreau ; - une surface (68) de sollicitation radiale de l'anneau réalisée sur la portion (64), la surface (68) étant de forme tronconique se rétrécissant dans une première direction axiale, et étant au contact d'une surface périphérique (70) de l'anneau fendu de forme tronconique complémentaire ; - des moyens (80) de sollicitation axiale de l'anneau selon la première direction, ces moyens (80) étant bloqués axialement sur la portion (64).

Description

ASSEMBLAGE POUR TURBOMACHINE D'AERONEF A HELICES CONTRAROTATIVES NON CARENEES, COMPRENANT UN FOURREAU DE PASSAGE DE SERVITUDES
A ENCOMBREMENT REDUIT
DESCRIPTION
DOMAINE TECHNIQUE L'invention se rapporte au domaine des turbomachines d'aéronef comprenant un récepteur à doublet d'hélices contrarotatives non carénées. De telles turbomachines sont également qualifiées de turbomachines à « Open Rotor », et par exemple connues du document FR 3 014 141. L'invention se rapporte plus précisément à un fourreau d'acheminement de servitudes, et à son montage sur un carter de fixation de la turbomachine. L'invention s'applique en particulier aux turbomachines présentant une configuration dite « puller », dans laquelle le doublet d'hélices contrarotatives se trouve en amont d'un générateur de gaz. Néanmoins, l'invention pourrait également s'appliquer aux turbomachines présentant une configuration dite « pusher », dans laquelle le doublet d'hélices contrarotatives se trouve en aval du générateur de gaz.
ETAT DE LA TECHNIQUE ANTERIEURE
Sur les turbomachines comprenant un récepteur à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, le fourreau est traversé par des servitudes électriques et/ou par des servitudes de fluide telles que des canalisations de lubrifiant. Ces canalisations permettent par exemple d'alimenter en huile les paliers de roulement supportant en rotation les arbres tournants de la turbomachine. L'huile permet ainsi de lubrifier et de refroidir les paliers de roulement, afin de limiter leur usure.. Les canalisations permettent également d'alimenter en huile un dispositif de variation du pas des pales des hélices, afin de s'adapter en permanence aux conditions de fonctionnement de la turbomachine. Ce dispositif est également dénommé dispositif de calage en incidence des pales.
Le fourreau est fixé à un carter de fixation de la turbomachine. Il permet de stabiliser les servitudes qui le traversent, sur d'importantes longueurs, telles que celles habituellement rencontrées sur les turbomachines comprenant ce type de récepteur. A titre d'exemple indicatif, pour une turbomachine présentant une configuration « puller », le fourreau traverse le rotor d'hélice aval ainsi que le réducteur. Ainsi, le fourreau entoure et protège les canalisations, évitant ainsi des ruptures de ces canalisations par contact avec les rotors qui les entourent.
Ce fourreau fixe est classiquement centré sur l'axe du récepteur. Par conséquent, son diamètre extérieur doit être limité autant que possible, afin de ne pas avoir à augmenter les diamètres des éléments environnants de la turbomachine, en particulier les éléments qu'il traverse. A titre d'exemple, le fourreau peut être amené à traverser un réducteur agencé entre le récepteur et le générateur de gaz, et dans ce cas, celui-ci traverse un planétaire de ce même réducteur. Le diamètre extérieur de ce planétaire est ainsi conditionné par le diamètre extérieur du fourreau, et une valeur trop élevée de ce dernier entraîne nécessairement une augmentation de l'encombrement de l'ensemble des composants dudit réducteur. Bien entendu, cela conduit à une augmentation de la masse globale de par l'encombrement des éléments environnants concernés. A cet égard, il est indiqué que le réducteur est préférentiellement de type différentiel, et composé d'un train épicycloïdal où le rapport de réduction dépend directement du rapport entre le diamètre de la couronne et celui du planétaire. Par conséquent, augmenter d'un certain facteur le diamètre du planétaire intérieur oblige à augmenter du même facteur le diamètre de la couronne pour le même rapport de réduction. Cela devient très pénalisant pour le diamètre du moteur, lorsque le rapport de réduction retenu est élevé. Le diamètre du moteur impose le rapport de moyeux (rapport entre le diamètre en pied de pale et en tête), qui est un paramètre capital pour l'efficacité propulsive du moteur. Par conséquent, cela illustre le fait que la réduction du diamètre du fourreau influe indirectement sur le rendement propulsif du moteur.
En outre, pour son montage sur la turbomachine, le fourreau est introduit axialement et est donc amené à traverser différents éléments de la turbomachine. Par conséquent, chacun de ces éléments traversés par le fourreau présente un diamètre intérieur conditionné par le plus grand diamètre du fourreau en aval de l'élément, d'où l'intérêt de réduire autant que possible celui-ci. Néanmoins, pour la fixation du fourreau sur la carter de fixation de la turbomachine, il est prévu des moyens de fixation du type comprenant des liaisons filetées, par exemple un écrou. Cependant, ce type de moyens de fixation requiert la présence d'un filetage et d'une butée d'écrou sur la surface extérieure du fourreau, ce qui augmente localement son diamètre extérieur, ce qui implique ainsi une conséquence directe sur les diamètres des éléments traversés lors du montage de celui-ci, car le filetage se situe à l'extrémité avale du fourreau.
Il existe donc un besoin d'optimisation des moyens de fixation du fourreau sur le carter de fixation, afin de limiter l'encombrement de ce fourreau tout en assurant une liaison mécanique satisfaisante avec le carter de fixation de la turbomachine.
EXPOSÉ DE L'INVENTION
Pour répondre au moins partiellement à ce besoin, l'invention a tout d'abord pour objet un assemblage pour turbomachine d'aéronef comprenant un récepteur à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, l'assemblage comportant un fourreau, des servitudes cheminant à l'intérieur du fourreau, ainsi qu'un carter de fixation comprenant une portion annulaire de montage sur laquelle est fixée une première extrémité du fourreau par l'intermédiaire de moyens de fixation, la portion annulaire de montage du carter de fixation étant disposée autour de la première extrémité du fourreau.
Selon l'invention, les moyens de fixation comprennent, dans une configuration assemblée : - un anneau fendu pourvu de saillies intérieures logées dans des orifices correspondants pratiqués à travers ladite première extrémité du fourreau ; - une surface de sollicitation radiale de l'anneau fendu réalisée sur la portion annulaire de montage du carter de fixation, la surface de sollicitation radiale étant de forme tronconique se rétrécissant dans une première direction axiale du fourreau, et étant au contact d'une surface périphérique de l'anneau fendu de forme tronconique complémentaire ; - des moyens de sollicitation axiale de l'anneau fendu selon ladite première direction, lesdits moyens de sollicitation axiale étant bloqués axialement sur la portion annulaire de montage du carter de fixation. L'invention propose ainsi une solution simple et performante qui ne requiert pas de surépaisseur au niveau de la première extrémité du fourreau, pour son montage sur le carter de fixation. Cela permet avantageusement de réduire la masse et l'encombrement des éléments environnants, ainsi que d'éventuels autres éléments traversés par le fourreau lors de son montage sur la turbomachine.
En outre, la fixation obtenue est performante car d'une part la coopération entre les surfaces tronconiques, et d'autre part la sollicitation axiale de l'anneau par les moyens dédiés, contribuent ensemble à maintenir cet anneau dans une position interdisant son ouverture, et garantissant ainsi le maintien des saillies dans les orifices du fourreau. L'invention peut par ailleurs présenter au moins l'une quelconque des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison.
Dans la configuration assemblée, les saillies intérieures sont en butée radiale et axiale dans les orifices de ladite première extrémité du fourreau. Cela permet avantageusement d'obtenir une position axiale précise du fourreau relativement au carter de fixation, ainsi qu'une répétabilité satisfaisante de cette position axiale. L'intérêt de cette précision est d'autant plus élevé lorsque la position axiale du fourreau conditionne le pas des pales des hélices, par exemple lorsque le fourreau constitue une partie fixe d'un vérin pour le changement de pas des pales.
Lesdits moyens de sollicitation axiale comprennent un écrou présentant une surface d'appui axial ainsi qu'un filetage intérieur coopérant avec un filetage extérieur pratiqué sur la portion annulaire de montage du carter de fixation. L'assemblage comprend un bouchon de fermeture à la première extrémité du fourreau, ledit bouchon comprenant un rebord extérieur enserré axialement entre l'anneau fendu et la surface d'appui axial de l'écrou.
Le nombre de saillies intérieures est compris entre deux et dix, chacune présentant une étendue angulaire entre 10 et 40°. La limite inférieure peut néanmoins être abaissée à cinq. Cette limite est fonction de la taille du fourreau, et choisie de manière à faciliter la fabrication sans trop gaspiller de périmètre utile pour les jeux de montage.
Les saillies intérieures présentent une section transversale se rétrécissant en allant radialement vers l'intérieur.
Les servitudes sont des servitudes d'huiles, et/ou d'autres types de servitudes, fluidiques ou électriques. L'invention a également pour objet une turbomachine d'aéronef comprenant un récepteur à doublet d'hélices contra rotatives non carénées, un générateur de gaz ainsi qu'un réducteur interposé entre le récepteur et le générateur de gaz de préférence agencé en aval du récepteur, la turbomachine comportant également un assemblage tel que décrit ci-dessus, dont le fourreau traverse le réducteur.
De préférence, la turbomachine comprend un dispositif de variation du pas des pales d'au moins l'une des hélices contrarotatives, ledit dispositif de variation du pas comprenant un vérin hydraulique alimenté par au moins une servitude cheminant à l'intérieur du fourreau de l'assemblage, ledit fourreau comprenant une seconde extrémité opposée à la première, montée fixement sur une partie fixe du vérin. L'invention a également pour objet un procédé de montage d'un assemblage tel que décrit ci-dessus, comprenant les étapes suivantes : - agencement de l'anneau fendu en regard axialement de la portion annulaire de montage du carter de fixation, et sollicitation de cet anneau fendu selon la direction circonférentielle afin d'augmenter son diamètre ; - déplacement axial du fourreau à travers la portion annulaire de montage du carter de fixation et à travers l'anneau fendu, de sorte que les orifices de la première extrémité du fourreau soient agencés en regard radialement des saillies intérieures de l'anneau fendu ; - relâchement de la sollicitation circonférentielle de l'anneau, de manière à ce que ses saillies intérieures pénètrent dans les orifices correspondants de la première extrémité du fourreau ; - déplacement axial relatif entre la portion annulaire de montage du carter de fixation et le fourreau équipé de l'anneau fendu, de sorte que la surface de sollicitation radiale de forme tronconique, prévue sur la portion annulaire de montage, vienne au contact de la surface périphérique de l'anneau fendu, de forme tronconique complémentaire ; - montage des moyens de sollicitation axiale de l'anneau fendu, ce montage conduisant éventuellement l'anneau fendu à se rétracter encore davantage selon la direction circonférentielle, du fait de la coopération entre la surface de sollicitation radiale de forme tronconique et la surface périphérique de forme tronconique complémentaire. Alternativement, l'anneau peut déjà être en butée maximale à la fin de l'étape suivante, lesdits moyens de sollicitation venant alors simplement en butée axiale vers l'aval. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous.
BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS
Cette description sera faite au regard des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue schématique en coupe longitudinale d'une turbomachine selon un mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure 2 est une vue en coupe longitudinale d'une partie de l'assemblage équipant la turbomachine montrée sur la figure 1, montrant la fixation du fourreau sur le carter de fixation ; - la figure 3 est une vue agrandie éclatée d'une partie de la figure 2, représentant la surface de sollicitation radiale de forme tronconique et la surface périphérique de forme tronconique complémentaire ; - la figure 4 est une vue en perspective de l'anneau fendu faisant partie de l'assemblage montré sur la figure 2 ; - la figure 5 est une vue en perspective de la première extrémité du fourreau faisant partie de l'assemblage montré sur la figure 2 ; - la figure 6a montre de façon agrandie la coopération entre les saillies de l'anneau fendu et les orifices du fourreau ; - la figure 6b est une vue analogue à celle de la figure 6a, avec les saillies de l'anneau fendu se présentant sous une forme différente ; et - les figures 7a à 7e représentent schématiquement différentes étapes successives d'un procédé de montage de l'assemblage montré sur les figures précédentes.
EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PRÉFÉRÉS
En référence tout d'abord à la figure 1, il est représenté une turbomachine 1 d'aéronef, selon un mode de réalisation préféré de l'invention. Il s'agit ici d'une turbomachine à Open Rotor, comprenant un récepteur 2, un générateur de gaz 4 ainsi qu'un réducteur différentiel 6 agencé entre le récepteur et le générateur de gaz. Dans ce mode de réalisation préféré, le récepteur 2 se situe en amont du générateur de gaz 4, selon une configuration dite « puller ».
Le générateur de gaz 4 présente une conception classique, en comprenant plusieurs composants s'étendant autour d'un premier axe longitudinal 8a. Il comporte, d'amont en aval selon une direction principale 5 d'écoulement des gaz à travers cette turbomachine, un compresseur basse pression 10, un compresseur haute pression 12, une chambre de combustion 14, une turbine haute pression 16, une turbine basse pression 18 ainsi qu'une turbine libre de puissance 20. Cette dernière débouche sur une tuyère d'éjection 22 à partir de laquelle les gaz du générateur sont éjectés dans l'atmosphère, vers l'aval.
Le compresseur 10 et la turbine 18 forment un corps basse pression en étant reliés par un arbre 24, tandis que le compresseur 12 et la turbine 16 forment un corps haute pression en étant reliés par un arbre 26. Un autre arbre 30 est solidaire de la turbine libre de puissance 20, et traverse l'intégralité du générateur de gaz 4 pour entraîner le réducteur différentiel 6.
Le réducteur 6 est équipé d'un train épicycloïdal classique, comprenant un planétaire 32 centré sur un second axe longitudinal 8b parallèle au premier axe 8a, un porte-satellites 33, des satellites 34 et une couronne 36. Via un étage de réduction, l'arbre 30 entraîne le planétaire 32 du train épicycloïdal, tandis que le porte-satellite 33 et la couronne 36 entraînent respectivement deux hélices contrarotatives du récepteur 2.
Le récepteur 2 comporte en effet deux hélices contrarotatives non carénées, à savoir une hélice amont 38a et une hélices aval 38b chacune équipée de pales 40. A chaque hélice 38a, 38b est également associé un dispositif de variation du pas des pales, en particulier un dispositif 42 situé à l'extrémité avant de la turbomachine et associé à l'hélice amont 38a. Le dispositif 42 permet, de manière connue, de faire varier l'incidence des pales 40 en rapport avec les conditions de fonctionnement. Il comporte un vérin hydraulique 44 centré sur le second axe 8b, comme l'ensemble du récepteur 2. De plus, une liaison cinématique 46 permet de transformer le déplacement axial de la partie coulissante du vérin 44, en un mouvement de rotation des pales 40 selon leurs axes 48 agencés transversalement.
Le vérin 44 est alimenté en fluide, de préférence en huile, par des servitudes prenant la forme de canalisations 50 cheminant parallèlement au second axe 8b, depuis le générateur de gaz 4 jusqu'au vérin 44. Plus précisément, ces canalisations 50 cheminent à l'intérieur d'un fourreau 52 centré sur le second axe 8b, ce fourreau présentant une section sensiblement circulaire et étant fixé à son extrémité aval, dite première extrémité 52a, à un carter de fixation 54. A son extrémité amont, dite seconde extrémité 52b, le fourreau 52 est fixé sur une partie fixe interne du vérin 44, via une bride tronconique 55. Ainsi, le fourreau 52 traverse l'hélice aval 38b ainsi que le réducteur 6 pour se raccorder mécaniquement sur le carter de fixation 54, carénant ce même réducteur 6 en le délimitant vers l'aval.
Un palier à rouleaux 51 est agencé entre le fourreau 52 et le moyeu de d'hélice amont 38a. La bague intérieure de ce palier 51, solidaire du fourreau 52, présente une piste large.
Le carter de fixation 54 s'étend essentiellement transversalement, et se raccorde à l'une de ses extrémités 54a à un carter amont 58 du générateur de gaz 6, ce carter amont 58 se situant lui-même dans le prolongement amont d'un carter du compresseur basse pression 10. A son autre extrémité 54b, le carter de fixation 54 se raccorde sur une enveloppe extérieure 59 formant nacelle.
Comme cela est visible sur la figure 1, les canalisations 50 traversent l'intégralité du fourreau 52 pour déboucher au niveau de la première extrémité 52a, dans une partie fixe de la turbomachine, à proximité du compresseur basse pression 10. D'autres servitudes pourraient également cheminer à travers le fourreau 52, comme par exemple des servitudes électriques pour alimenter des capteurs, ou encore d'autres servitudes d'huile pour la lubrification des paliers supportant les éléments tournants du récepteur.
De façon connue, à l'intérieur du fourreau 52, les canalisations 50 sont stabilisées, protégées, et éventuellement tronçonnées. Grâce en particulier à des plans de maintien intérieurs (non représentés) traversés par les canalisations 50, les vibrations de celles-ci sont atténuées et le risque de fuite est fortement réduit. L'une des particularités de l'invention réside dans la manière de monter la première extrémité 52a du fourreau 52, sur le carter de fixation 54 prévu à cet effet. Cette particularité se présente ainsi au sein d'un assemblage 60 comprenant le fourreau 52, les canalisations 50, le carter de fixation 54, ainsi que des moyens de fixation 62 de la première extrémité 52a du fourreau sur le carter 54.
Ces moyens de fixation 62 spécifiques à l'invention sont uniquement représentés de façon schématique sur la figure 1, mais vont à présent être détaillés en référence aux figures 2 à 6b.
Tout d'abord, il est noté que le carter de fixation 54 comporte une portion annulaire de montage 64, centrée sur le second axe 8b et entourant la première extrémité 52a du fourreau 52. La portion 64 sur laquelle est montée l'invention peut avantageusement être le carter 54 du réducteur, ou plus particulièrement du premier étage du réducteur.
Les moyens de fixation 62 comprennent un anneau fendu 66 entouré par la portion annulaire de montage 64. Plus précisément, cette portion 64 comporte intérieurement une surface 68 de sollicitation radiale de l'anneau fendu 66, la surface 68 étant de forme tronconique et se rétrécissant dans une première direction axiale du fourreau 52, ici la direction amont. D'autre part, l'anneau 66 présente extérieurement, du côté amont, une surface périphérique 70 de forme tronconique complémentaire, et au contact de la surface 68. La coopération de forme entre ces deux surfaces 68, 70 permet un blocage de l'anneau 66 relativement à la portion annulaire de montage 64, dans la direction axiale vers l'amont et dans la direction radiale vers l'extérieur. L'anneau fendu 66 est équipé de saillies intérieures 71, prenant la forme de dents. Celles-ci sont par exemple prévues au nombre de trois, et s'étendent angulairement sur 10 à 40° en étant régulièrement espacées les unes des autres. Elles sont logées dans des orifices correspondants 72 pratiqués sur la première extrémité 52a du fourreau 52. L'étendue angulaire des orifices 72 est sensiblement identique à celle des dents 71, et leurs formes sont également sensiblement complémentaires.
En effet, comme cela est le mieux visible sur les figures 3 et 6a, chaque dent 71 présente une section transversale qui se rétrécit en allant radialement vers l'intérieur. Plus précisément, chaque dent 71 présente deux biseaux 71a de part et d'autre de celle-ci, selon la direction axiale. En configuration assemblée telle que montrée sur ces figures, chacun de ces deux biseaux 71a est en contact plan avec des surfaces complémentaires inclinées 72a, définissant l'orifice correspondant 72. Par conséquent, la coopération de surfaces entre les éléments 71a, 72a permet à l'anneau 66 d'être en butée axiale relativement à la première extrémité 52a du fourreau 52, ainsi qu'en butée radiale vers l'intérieur.
Selon une forme de réalisation différente montrée sur la figure 6b, la dent 71 ne présente qu'un biseau 71a du côté aval, et son côté amont prend la forme d'un méplat 71b sensiblement orthogonal au second axe 8b. Ici aussi, le biseau 71a et le méplat 71b sont respectivement en contact plan avec des surfaces complémentaires 72a, 72b, définissant l'orifice correspondant 72.
Dans les deux cas, les dents 71 sont donc en butée radiale et axiale dans les orifices 72, ce qui permet de disposer d'une répétabilité de la position axiale de l'anneau fendu 66 par rapport au fourreau 52.
En outre, l'assemblage 60 comporte un bouchon de fermeture 74 obturant la première extrémité 52a du fourreau 52. Les canalisations d'huile peuvent d'ailleurs traverser ce bouchon 74, comprenant un rebord extérieur 76 entourant cette extrémité 52a. Le rebord extérieur 76 comporte une extrémité annulaire 78 orientée transversalement vers l'extérieur, et agencée en appui axial vers l'amont contre le côté aval de l'anneau fendu 66.
Ainsi, le blocage axial de l'anneau fendu 66 est obtenu par l'association des biseaux 71a et des surfaces complémentaires inclinées 72a, de la surface tronconique 70 en butée sur la surface tronconique complémentaire 68 du carter 64, et du bouchon 74 en butée axiale sur la partie latérale aval de l'anneau, au niveau d'une surface d'appui référencée 53.
De plus, les moyens de fixation 62 comprennent des moyens 80 de sollicitation axiale de l'anneau fendu, selon la direction axiale vers l'amont. Il s'agit ici d'un écrou 80 qui est bloqué axialement sur la portion annulaire de montage 64, grâce à un filetage 82 pratiqué sur la surface extérieur de la portion 64, et qui coopère avec un filetage intérieur 84 de l'écrou. Pour assurer la sollicitation axiale requise, l'écrou 80 présente une surface d'appui axial 86 exerçant une pression sur l'extrémité annulaire 78, cette dernière se trouvant ainsi enserrée axialement entre l'anneau fendu et la surface d'appui axial 86 de l'écrou 80.
En référence à présent aux figures 7a à 7e, il va être décrit plusieurs étapes successives d'un procédé de montage de l'assemblage 60.
Il comprend tout d'abord une étape d'agencement de l'anneau fendu 66 en regard axialement de la portion annulaire de montage 64 du carter de fixation 54, en aval de cette portion 64, comme cela est montré sur la figure 7a. De plus, il est procédé à la sollicitation de l'anneau 66 selon sa direction circonférentielle, afin d'augmenter son diamètre et faire en sorte que ses dents 71 se situent autour et à distance radialement de la première extrémité 52a du fourreau 52. Cette sollicitation est réalisée par l'écartement manuel de l'anneau, ou bien à l'aide d'un outil adapté pour augmenter son diamètre tout en restant dans la zone de déformation élastique.
Ensuite, comme visible sur la figure 7b, il est procédé à un déplacement axial du fourreau 52 vers l'aval, à travers la portion annulaire de montage 64 et à travers l'anneau fendu 66. Grâce à ce déplacement d'amplitude limitée, les orifices 72 du fourreau se trouvent agencés en regard radialement des dents 71. Il est noté que ce déplacement s'effectue avec la bague intérieure du palier à rouleaux 51 (figure 1), solidaire du fourreau 52. La piste large de cette bague intérieure est ainsi montée en même temps que le fourreau, et permet au palier 51 de coulisser facilement au montage et plus légèrement en fonctionnement. A cet égard, il peut même être prévu que la piste large soit réalisée d'une seule pièce avec le fourreau, qui serait alors épaissi à cet endroit.
Comme montré sur la figure 7c, il est ensuite mis en oeuvre une étape de relâchement de la sollicitation circonférentielle de l'anneau fendu 66. Celui-ci voit son diamètre se réduire sous l'effet élastique, et il reprend donc sa forme nominale non contrainte. Au cours de ce retour élastique à sa forme nominale, les dents 71 pénètrent dans les orifices 72 du fourreau. Néanmoins, une fois la forme nominale retrouvée, il subsiste un jeu axial et un jeu radial entre au moins certaines des dents 71 et leurs orifices correspondants 72. En d'autres termes, comme visible sur la figure 7c, il n'y pas de contact entre toutes les surfaces 71a et leurs surfaces 72a correspondantes.
Le procédé est poursuivi en réalisant un déplacement axial relatif entre la portion annulaire de montage 64 et le fourreau 52 équipé de l'anneau 66. Ceci est réalisé en déplaçant le fourreau 52 vers l'amont, pour qu'il retrouve sa position initiale également montrée sur la figure 7a. Au cours de ce déplacement, la surface de sollicitation radiale 68 pratiquée sur la portion annulaire de montage 64 entre au contact de la surface périphérique 70 de l'anneau 66. Après cette entrée en contact, la poursuite du déplacement axial vers l'amont du fourreau 52 provoque la rétractation de l'anneau 66 dans la direction circonférentielle, du fait de la coopération entre les surfaces tronconiques 68, 70. Cette rétractation circonférentielle de l'anneau 66 provoque une pénétration plus accentuée des dents 71 dans leurs orifices 72, tendant à combler les jeux entre les surfaces 71a, 72a comme le montre la figure 7d. Cela conduit à amener les dents 71 en butées axiale et radiale dans leurs orifices respectifs 72 comme sur les figures 6a ou 6b, et amener les surfaces 70 et 68 comme sur la figure 2.
Ensuite, il est procédé au montage et au vissage de l'écrou 80, après avoir monté le bouchon 74 sur la première extrémité 52a. Dans l'hypothèse ci-dessus où les dents 71 sont déjà en butées axiale et radiale à la fin de l'étape précédente, le montage du bouchon 74 sert alors à empêcher à l'ensemble des moyens en place de se déplacer axialement vers l'aval, et évite ainsi la sortie des dents 71 de leurs orifices 72. Dans l'autre hypothèse où les dents 71 ne seraient pas encore en butées axiale et radiale dans les orifices 72, le montage du bouchon 74conduit alors l'anneau 66 à se rétracter encore davantage, toujours en raison de la coopération entre les surfaces tronconiques 68, 70. Le vissage est stoppé lorsque les dents 71 arrivent en butées axiale et radiale dans leurs orifices correspondants 72, comme visible sur la figure 7e. Ces butées traduisent l'obtention d'un contact plan entre les surfaces 71a et leurs surfaces complémentaires associées 72a. Il en découle avantageusement un positionnement axial précis et répétable de l'anneau fendu 66 relativement au carter de fixation 54.
Enfin, les efforts transitant dans le fourreau 52, provenant des efforts aérodynamiques s'appliquant sur les pales 40, peuvent être transmis aisément au carter 54, via l'anneau fendu 66.
Bien entendu, diverses modifications peuvent être apportées par l'homme du métier à l'invention qui vient d'être décrite, uniquement à titre d'exemples non limitatifs.

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS
    1. Assemblage (60) pour turbomachine d'aéronef (1) comprenant un récepteur (2) à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, l'assemblage comportant un fourreau (52), des servitudes (50) cheminant à l'intérieur du fourreau, ainsi qu'un carter de fixation (54) comprenant une portion annulaire de montage (64) sur laquelle est fixée une première extrémité (52a) du fourreau par l'intermédiaire de moyens de fixation (62), la portion annulaire de montage (64) du carter de fixation (54) étant disposée autour de la première extrémité (52a) du fourreau, caractérisé en ce que les moyens de fixation (62) comprennent, dans une configuration assemblée : - un anneau fendu (66) pourvu de saillies intérieures (71) logées dans des orifices correspondants (72) pratiqués à travers ladite première extrémité (52a) du fourreau ; - une surface (68) de sollicitation radiale de l'anneau fendu réalisée sur la portion annulaire de montage (64) du carter de fixation (54), la surface de sollicitation radiale (68) étant de forme tronconique se rétrécissant dans une première direction axiale du fourreau, et étant au contact d'une surface périphérique (70) de l'anneau fendu de forme tronconique complémentaire ; - des moyens (80) de sollicitation axiale de l'anneau fendu selon ladite première direction, lesdits moyens de sollicitation axiale étant bloqués axialement sur la portion annulaire de montage (64) du carter de fixation (54).
  2. 2. Assemblage selon la revendication 1, caractérisé en ce que dans la configuration assemblée, les saillies intérieures (71) sont en butée radiale et axiale dans les orifices (72) de ladite première extrémité (52a) du fourreau.
  3. 3. Assemblage selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que lesdits moyens de sollicitation axiale comprennent un écrou (80) présentant une surface d'appui axial (86) ainsi qu'un filetage intérieur (84) coopérant avec un filetage extérieur (82) pratiqué sur la portion annulaire de montage (64) du carter de fixation (54).
  4. 4. Assemblage selon la revendication 3, caractérisé en ce qu'il comprend un bouchon de fermeture (74) à la première extrémité (52a) du fourreau, ledit bouchon comprenant un rebord extérieur (78) enserré axialement entre l'anneau fendu (66) et la surface d'appui axial (86) de l'écrou (80).
  5. 5. Assemblage selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que le nombre de saillies intérieures (71) est compris entre deux et dix, chacune présentant une étendue angulaire entre 10 et 40°.
  6. 6. Assemblage selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les saillies intérieures (71) présentent une section transversale se rétrécissant en allant radialement vers l'intérieur.
  7. 7. Assemblage selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que les servitudes (50) sont des servitudes d'huiles.
  8. 8. Turbomachine d'aéronef (1) comprenant un récepteur (2) à doublet d'hélices contrarotatives non carénées (38a, 38b), un générateur de gaz (4) ainsi qu'un réducteur (6) interposé entre le récepteur et le générateur de gaz de préférence agencé en aval du récepteur, la turbomachine comportant également un assemblage (60) selon l'une quelconque des revendications précédentes, dont le fourreau (52) traverse le réducteur (6).
  9. 9. Turbomachine selon la revendication 8, caractérisée en ce qu'elle comprend un dispositif (42) de variation du pas des pales (40) d'au moins l'une des hélices contrarotatives (38a), ledit dispositif de variation du pas (42) comprenant un vérin hydraulique (44) alimenté par au moins une servitude (50) cheminant à l'intérieur du fourreau (50) de l'assemblage, ledit fourreau comprenant une seconde extrémité (52b) montée fixement sur une partie fixe du vérin (44).
  10. 10. Procédé de montage d'un assemblage (60) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, comprenant les étapes suivantes : - agencement de l'anneau fendu (66) en regard axialement de la portion annulaire de montage (64) du carter de fixation (54), et sollicitation de cet anneau fendu (66) selon la direction circonférentielle afin d'augmenter son diamètre ; - déplacement axial du fourreau (52) à travers la portion annulaire de montage (64) du carter de fixation (54) et à travers l'anneau fendu (66), de sorte que les orifices (72) de la première extrémité (52a) du fourreau (52) soient agencés en regard radialement des saillies intérieures (71) de l'anneau fendu (66) ; - relâchement de la sollicitation circonférentielle de l'anneau (66), de manière à ce que ses saillies intérieures (71) pénètrent dans les orifices correspondants (72) de la première extrémité (52a) du fourreau ; - déplacement axial relatif entre la portion annulaire de montage (64) du carter de fixation (54) et le fourreau (52) équipé de l'anneau fendu (66), de sorte que la surface de sollicitation radiale (68) de forme tronconique, prévue sur la portion annulaire de montage (64), vienne au contact de la surface périphérique (70) de l'anneau fendu (66) de forme tronconique complémentaire ; - montage des moyens (80) de sollicitation axiale de l'anneau fendu (66), ce montage conduisant éventuellement l'anneau fendu à se rétracter encore davantage selon la direction circonférentielle, du fait de la coopération entre la surface (68) de sollicitation radiale de forme tronconique et la surface périphérique (70) de forme tronconique complémentaire.
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3055000B1 (fr) * 2016-08-10 2022-04-01 Safran Aircraft Engines Module de changement de pas pour turbomachine et turbomachine correspondante
FR3087233B1 (fr) * 2018-10-10 2021-02-12 Safran Aircraft Engines Module de soufflante a pales a calage variable
FR3101372B1 (fr) * 2019-09-27 2021-10-01 Safran Aircraft Engines Turbomachine d’aeronef
US11981418B2 (en) 2020-07-24 2024-05-14 Safran Aircraft Engines System for controlling the pitch setting of a propeller vane for an aircraft turbine engine
US20230339600A1 (en) * 2020-07-24 2023-10-26 Safran Aircraft Engines System for controlling the pitch of a propeller vane for an aircraft turbine engine

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2993631A1 (fr) * 2012-07-18 2014-01-24 Snecma Dispositif de raccordement en aveugle entre des alimentations fluidiques, electriques ou analogues, et un mecanisme de commande recepteur
FR3014141A1 (fr) * 2013-12-03 2015-06-05 Snecma Partie fixe de recepteur de turbomachine comprenant a l'interieur d'un fourreau fixe un assemblage incluant des servitudes

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2780443B1 (fr) * 1998-06-25 2000-08-04 Snecma Anneau de stator de turbine haute pression d'une turbomachine
GB201000103D0 (en) 2010-01-06 2010-02-17 Rolls Royce Plc Back-Up Feathers
US9567857B2 (en) * 2013-03-08 2017-02-14 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Turbine split ring retention and anti-rotation method
FR3009740B1 (fr) 2013-08-13 2017-12-15 Snecma Amelioration pour le verrouillage de pieces de support d'aubage
US9945295B2 (en) * 2015-06-01 2018-04-17 United Technologies Corporation Composite piston ring seal for axially and circumferentially translating ducts

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2993631A1 (fr) * 2012-07-18 2014-01-24 Snecma Dispositif de raccordement en aveugle entre des alimentations fluidiques, electriques ou analogues, et un mecanisme de commande recepteur
FR3014141A1 (fr) * 2013-12-03 2015-06-05 Snecma Partie fixe de recepteur de turbomachine comprenant a l'interieur d'un fourreau fixe un assemblage incluant des servitudes

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