FR3057909A1 - AIRCRAFT TURBOMACHINE COMPRISING A FUSIBLE ZONE AGENCED ON A SWIVEL ARBOR - Google Patents

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Abstract

L'invention concerne une turbomachine d'aéronef comprenant au moins un premier arbre de rotor d'axe longitudinal et au moins un second arbre (12) d'axe radial (Y), en particulier d'un système de changement de pas des pales d'une hélice, ledit second arbre (12) étant relié par une première extrémité à un premier organe (13) pivotant suivant l'axe radial (Y) et par une deuxième extrémité à un deuxième organe mobile en translation suivant l'axe longitudinal. Selon l'invention, ledit second arbre (12) comprend une zone fusible (46) configurée de manière à rompre lorsque celle-ci est soumise à un premier couple de rupture supérieur à une valeur prédéterminée, ladite zone fusible (46) étant agencée vers la première extrémité dudit second arbre (12).The invention relates to an aircraft turbomachine comprising at least a first rotor shaft of longitudinal axis and at least a second shaft (12) of radial axis (Y), in particular of a pitch change system of the blades. a helix, said second shaft (12) being connected by a first end to a first member (13) pivoting along the radial axis (Y) and by a second end to a second member movable in translation along the longitudinal axis . According to the invention, said second shaft (12) comprises a fusible zone (46) configured to break when it is subjected to a first breaking torque greater than a predetermined value, said fuse zone (46) being arranged towards the first end of said second shaft (12).

Description

© N° de publication : 3 057 909 (à n’utiliser que pour les commandes de reproduction)© Publication no .: 3,057,909 (use only for reproduction orders)

©) N° d’enregistrement national : 16 60258 ® RÉPUBLIQUE FRANÇAISE©) National registration number: 16 60258 ® FRENCH REPUBLIC

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COURBEVOIE © Int Cl8 : F01 D 21/14 (2017.01), B 64 C 11/30COURBEVOIE © Int Cl 8 : F01 D 21/14 (2017.01), B 64 C 11/30

DEMANDE DE BREVET D'INVENTION A1A1 PATENT APPLICATION

©) Date de dépôt : 21.10.16. ©) Date of filing: 21.10.16. © Demandeur(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES — © Applicant (s): SAFRAN AIRCRAFT ENGINES - ©) Priorité : ©) Priority: FR. FR. @ Inventeur(s) : FABRE ADRIEN, JACQUES, @ Inventor (s): FABRE ADRIEN, JACQUES, PHILIPPE, BINDER ANTHONY, DERREZ CHARLES- PHILIPPE, BINDER ANTHONY, DERREZ CHARLES- (43) Date de mise à la disposition du public de la (43) Date of public availability of the HENRI, MICHEL, MARIE, SOURYAVONGSA EDDY, HENRI, MICHEL, MARIE, SOURYAVONGSA EDDY, demande : 27.04.18 Bulletin 18/17 request: 04.27.18 Bulletin 18/17 KEOMORAKOTT et SERGENT EMERIC, JACQUES, SIMON. KEOMORAKOTT and SERGEANT EMERIC, JACQUES, SIMON. ©) Liste des documents cités dans le rapport de ©) List of documents cited in the report recherche préliminaire : Se reporter à la fin du preliminary research: Refer to end of présent fascicule present booklet (© Références à d’autres documents nationaux (© References to other national documents ® Titulaire(s) : SAFRAN AIRCRAFT ENGINES. ® Holder (s): SAFRAN AIRCRAFT ENGINES. apparentés : related: ©) Demande(s) d’extension : ©) Extension request (s): ©) Mandataire(s) : GEVERS & ORES Société anonyme. ©) Agent (s): GEVERS & ORES Société anonyme.

104/ TURBOMACHINE D'AERONEF COMPRENANT UNE ZONE FUSIBLE AGENCEE SUR UN ARBRE PIVOTANT.104 / AIRCRAFT TURBOMACHINE COMPRISING A FUSE AREA ARRANGED ON A PIVOTING SHAFT.

FR 3 057 909 - A1 \3y L'invention concerne une turbomachine d'aéronef comprenant au moins un premier arbre de rotor d'axe longitudinal et au moins un second arbre (12) d'axe radial (Y), en particulier d'un système de changement de pas des pales d'une hélice, ledit second arbre (12) étant relié par une première extrémité à un premier organe (13) pivotant suivant l'axe radial (Y) et par une deuxième extrémité à un deuxième organe mobile en translation suivant l'axe longitudinal.FR 3,057,909 - A1 \ 3y The invention relates to an aircraft turbomachine comprising at least a first rotor shaft of longitudinal axis and at least one second shaft (12) of radial axis (Y), in particular of a system for changing the pitch of the blades of a propeller, said second shaft (12) being connected by a first end to a first member (13) pivoting along the radial axis (Y) and by a second end to a second member movable in translation along the longitudinal axis.

Selon l'invention, ledit second arbre (12) comprend une zone fusible (46) configurée de manière à rompre lorsque celle-ci est soumise à un premier couple de rupture supérieur à une valeur prédéterminée, ladite zone fusible (46) étant agencée vers la première extrémité dudit second arbre (12).According to the invention, said second shaft (12) comprises a fusible zone (46) configured so as to rupture when the latter is subjected to a first breaking torque greater than a predetermined value, said fusible zone (46) being arranged towards the first end of said second shaft (12).

ii

Turbomachine d’aéronef comprenant une zone fusible agencée sur un arbre pivotantAircraft turbomachine comprising a fusible zone arranged on a pivoting shaft

1. Domaine de l’invention1. Field of the invention

La présente invention concerne le domaine de la propulsion aéronautique. Elle vise plus particulièrement une turbomachine d’aéronef avec des aménagements sur arbre pivotant, en particulier d’un système de changement de pas d’une hélice.The present invention relates to the field of aeronautical propulsion. It relates more particularly to an aircraft turbomachine with arrangements on a pivoting shaft, in particular a system for changing the pitch of a propeller.

2. Etat de la technique2. State of the art

Le changement de pas ou calage variable des pas de pales d’une hélice de turbomachine est l’une des voies pour améliorer les performances et rendements des turbomachines dans différentes conditions de vol.The change of pitch or variable setting of the pitch of the blades of a turbomachine propeller is one of the ways to improve the performance and efficiency of turbomachines under different flight conditions.

Il est connu des turbomachines telles que des turbopropulseurs à hélices de propulsion par exemple contrarotatives désignés par les expressions anglaises « open rotor >> et « unducted fan >> pour moteur à soufflante non carénée, équipé de ces systèmes de changement de pas. Les turbopropulseurs se distinguent des turboréacteurs par l’utilisation d’une hélice non carénée, à l’extérieur d’une nacelle au lieu d’une soufflante carénée étant à l’intérieur d’une nacelle. Le système de changement de pas peut également s’appliquer à un turbopropulseur ayant une seule hélice de propulsion ou encore s’adapter indifféremment à plusieurs hélices.Turbomachines are known, such as propeller propellers, for example contra-rotating propellers, designated by the English expressions “open rotor” and “unducted fan” for a non-faired fan motor, equipped with these pitch change systems. Turbopropellers are distinguished from turbojet engines by the use of a non-faired propeller, outside of a nacelle instead of a faired blower being inside a nacelle. The pitch change system can also be applied to a turboprop with a single propeller or can be adapted to multiple propellers.

Dans un turbopropulseur de type open rotor tel que celui représenté sur la figure 1, une partie générateur de gaz et une partie propulsion sont alignées et disposées dans une nacelle 2 cylindrique fixe portée par la structure de l’aéronef. La partie générateur de gaz est disposée après la partie propulsive ou la partie générateur de gaz peut être disposée à l’avant de la partie propulsive (figure 1). La partie générateur de gaz comprend, d’amont en aval, un ensemble de compresseurs 3, une chambre de combustion 4 et un ensemble de turbines 5. Une tuyère 8 est agencée en aval du générateur de gaz. L’ensemble de compresseurs 3 peut comprendre un ou deux compresseur(s) selon l’architecture du générateur de gaz. L’ensemble de turbines 5 peut comprendre par exemple une turbine haute pression et une turbine basse pression (figure 1). De manière connue, des aubages mobiles de compresseur et turbine sont entraînés en rotation autour de l’axe longitudinal X. La partie propulsive comporte un doublet d’hélices 6, 7 coaxiales et contrarotatives, respectivement amont et aval, qui sont entraînées en rotation, par exemple inverse l’une de l’autre par la turbine basse pression de la partie générateur de gaz via un dispositif de transmission mécanique 17. Ce dispositif de transmission mécanique 17 comprend par exemple, un réducteur à trains épicycloïdaux. Les hélices 6, 7 s’étendent sensiblement radialement vis-à-vis de l’arbre de transmission, en étant à l’extérieur de la nacelle 2.In an open rotor type turboprop such as that shown in FIG. 1, a gas generator part and a propulsion part are aligned and arranged in a fixed cylindrical nacelle 2 carried by the structure of the aircraft. The gas generator part is arranged after the propellant part or the gas generator part can be arranged in front of the propellant part (Figure 1). The gas generator part comprises, from upstream to downstream, a set of compressors 3, a combustion chamber 4 and a set of turbines 5. A nozzle 8 is arranged downstream of the gas generator. The compressor set 3 can include one or two compressor (s) depending on the architecture of the gas generator. The set of turbines 5 can for example comprise a high pressure turbine and a low pressure turbine (FIG. 1). In a known manner, mobile compressor and turbine blades are driven in rotation about the longitudinal axis X. The propulsion part comprises a pair of coaxial and counter-rotating propellers 6, 7, respectively upstream and downstream, which are driven in rotation, for example reverses from each other by the low pressure turbine of the gas generator part via a mechanical transmission device 17. This mechanical transmission device 17 comprises for example, a reduction gear with planetary gears. The propellers 6, 7 extend substantially radially with respect to the transmission shaft, while being outside the nacelle 2.

De manière générale, chaque hélice 6, 7 comprend un carter rotatif 9 sensiblement cylindrique portant un moyeu à anneau polygonal 10 extérieur reçu de façon rotative autour de l’axe longitudinal X de la turbomachine dans la nacelle 2 fixe. Le moyeu comporte des logements 11 cylindriques radiaux répartis sur sa périphérie autour de l’axe longitudinal. Des arbres d’axes radiaux, perpendiculaires à l’axe longitudinal de la turbomachine, solidaires des pieds 13 des pales 14 sont reçus dans les logements 11 de l’anneau polygonal et traversent également des passages 23 radiaux du carter cylindrique.In general, each propeller 6, 7 comprises a substantially cylindrical rotary casing 9 carrying a hub with an outer polygonal ring 10 received rotatably around the longitudinal axis X of the turbomachine in the fixed nacelle 2. The hub has radial cylindrical housings 11 distributed around its periphery around the longitudinal axis. Shafts of radial axes, perpendicular to the longitudinal axis of the turbomachine, integral with the feet 13 of the blades 14 are received in the housings 11 of the polygonal ring and also pass through radial passages 23 of the cylindrical casing.

Un exemple de système de changement de pas de chaque hélice est connu du document WO2013050704. Sur la figure 2, ce système 26A de changement de pas de chaque hélice est installé au cœur des parties tournantes d’une turbomachine, telle que celle représentée sur la figure 1, avec par exemple un vérin 25A d’entraînement en rotation des pieds des pales. Le vérin 25A annulaire comporte un cylindre 27A monté sur un carter fixe 13A et un piston 29A relié à un mécanisme de liaison 31A lequel est relié à chaque arbre 47A d’axe radial. Chaque arbre 47A pivote dans les passages 23A au moyen de paliers 28A de guidage en rotation. Le carter rotatif 11A cylindrique tourne autour du carter fixe 13A. Pour cela, au moins un palier 12A est disposé entre le carter fixe 13A et le carter rotatif 11A. Le déplacement du piston mobile 29A par suite de la commande fluidique du vérin 25A assure le pivotement angulaire souhaité des pales par le mécanisme de liaison 31A en faisant pivoter les arbres radiaux 47A reliés aux pales. Les arbres radiaux 47A transforment l’effort généré par le vérin 25A en un couple directement sur le module de l’hélice.An example of a pitch changing system for each propeller is known from document WO2013050704. In FIG. 2, this system 26A for changing the pitch of each propeller is installed at the heart of the rotating parts of a turbomachine, such as that shown in FIG. 1, with for example a jack 25A for driving in rotation the feet of the blades. The annular cylinder 25A comprises a cylinder 27A mounted on a fixed casing 13A and a piston 29A connected to a connection mechanism 31A which is connected to each shaft 47A of radial axis. Each shaft 47A pivots in the passages 23A by means of bearings 28A for guiding in rotation. The cylindrical rotary casing 11A rotates around the fixed casing 13A. For this, at least one bearing 12A is disposed between the fixed casing 13A and the rotary casing 11A. The displacement of the movable piston 29A as a result of the fluid control of the jack 25A ensures the desired angular pivoting of the blades by the connecting mechanism 31A by rotating the radial shafts 47A connected to the blades. The radial shafts 47A transform the force generated by the jack 25A into a torque directly on the propeller module.

Une architecture de la sorte est confrontée à différentes problématiques pouvant entraîner un dysfonctionnement du système de changement de pas voire un arrêt de la turbomachine. Un dysfonctionnement peut être une fuite de lubrifiant dans les paliers de guidage en rotation des arbres radiaux reliés aux pales impliquant un grippage des paliers. Le grippage des paliers peut conduire à un blocage de l’arbre radial empêchant la rotation des pales de l’hélice. Il est tenu compte de l’hypothèse selon laquelle que le système de changement de pas continuerait de fonctionner et cela à pleine puissance ce qui pourrait conduire, d’une part à la rupture de la cinématique qui commande la pale bloquée, et d’autre part à la rupture de la cinématique commune à toutes les pales ou à la défaillance du vérin annulaire qui commande cette cinématique. Dans le cas d’une pale bloquée, le vérin annulaire applique un effort maximal sur la pale bloquée, soit douze fois son effort nominal à l’amont du vérin et dix fois à l’aval de celui-ci. Dans le cas d’une rupture de la cinématique commune de toutes les pales, le système de changement de pas n’est plus opérationnel et il faudrait éviter qu’il ne soit plus possible de ramener les pales en position drapeau car les moyens de mise en sécurité ne seraient plus actifs puisqu’une des pales est bloquée. Des moyens de mise en sécurité sont destinés à ramener les pales en position drapeau en cas de blocage.An architecture of this kind is confronted with various problems which can cause a malfunction of the pitch change system or even a shutdown of the turbomachine. A malfunction can be a leak of lubricant in the rotational guide bearings of the radial shafts connected to the blades implying seizure of the bearings. Seizure of the bearings can lead to blockage of the radial shaft preventing rotation of the propeller blades. Account is taken of the hypothesis that the pitch change system continues to operate at full power, which could lead, on the one hand, to the breakdown of the kinematics which controls the blocked blade, and on the other part in the rupture of the kinematics common to all the blades or in the failure of the annular jack which controls this kinematics. In the case of a blocked blade, the annular cylinder applies a maximum force on the blocked blade, ie twelve times its nominal force upstream of the cylinder and ten times downstream of the latter. In the event of a break in the common kinematics of all the blades, the pitch change system is no longer operational and it should be avoided that it is no longer possible to return the blades to the flag position because the setting means in safety would no longer be active since one of the blades is blocked. Safety means are intended to return the blades to the flag position in the event of blockage.

3. Objectif de l’invention3. Object of the invention

La présente invention a notamment pour objectif de limiter la surcharge de la turbomachine lors d’un blocage d’une pale tout en maintenant l’intégrité de la chaîne cinématique en particulier d’un système de changement de pas d’une hélice.The present invention aims in particular to limit the overload of the turbomachine during blockage of a blade while maintaining the integrity of the kinematic chain in particular of a pitch change system of a propeller.

4. Exposé de l’invention4. Statement of the invention

On parvient à réaliser cet objectif, conformément à l’invention avec une turbomachine d’aéronef comprenant :This objective is achieved, in accordance with the invention with an aircraft turbomachine comprising:

- au moins un premier arbre de rotor d’axe longitudinal, et- at least a first rotor shaft with a longitudinal axis, and

- au moins un second arbre d’axe radial, en particulier d’un système de changement de pas de pales d’une hélice, ledit second arbre étant relié par une première extrémité à un premier organe pivotant suivant l’axe radial et par une deuxième extrémité à un deuxième organe mobile en translation suivant l’axe longitudinal, ledit second arbre comprenant une zone fusible configurée de manière à rompre lorsque celle-ci est soumise à un premier couple de rupture supérieur à une valeur prédéterminée, ladite zone fusible étant agencée vers la première extrémité dudit second arbre.at least one second shaft with a radial axis, in particular with a blade pitch change system for a propeller, said second shaft being connected by a first end to a first member pivoting along the radial axis and by a second end to a second member movable in translation along the longitudinal axis, said second shaft comprising a fusible zone configured so as to rupture when the latter is subjected to a first breaking torque greater than a predetermined value, said fusible zone being arranged toward the first end of said second tree.

Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. Le fait de placer une zone fusible sur le second arbre et en particulier vers la première extrémité de celui-ci permet de déterminer à l’avance la zone de rupture sur le second arbre et de faire en sorte qu’une rupture de l’arbre soit provoquée au besoin dans zone déterminée à l’avance. De cette manière, il s’agit d’éviter que la rupture ait lieu ailleurs dans la turbomachine ce qui pourrait être problématique pour le fonctionnement de l’ensemble du système de changement de pas et de la turbomachine. En particulier, une telle rupture au niveau de la première extrémité permet de limiter le blocage à une seule pale pour ne pas endommager et entraîner la défaillance du système de changement de pas. La rupture dans une zone quelconque et non connue à l’avance de la chaîne cinématique pourrait entraîner des efforts importants sur la turbomachine. D’autre part, cette zone de rupture ciblée permet de contenir les fragments libérés lors de la rupture dans une zone autre que dans l’enceinte du système de changement de pas ou au niveau des paliers, de manière à éviter que des fragments ne puissent entraîner des défaillances du système de changement de pas dans sa globalité.Thus, this solution achieves the above-mentioned objective. The fact of placing a fusible zone on the second shaft and in particular towards the first end thereof makes it possible to determine in advance the rupture zone on the second shaft and to ensure that a rupture of the shaft be provoked if necessary in a predetermined area. In this way, it is a question of avoiding that the rupture takes place elsewhere in the turbomachine which could be problematic for the operation of the whole of the pitch change system and of the turbomachine. In particular, such a break at the first end makes it possible to limit the blocking to a single blade so as not to damage and cause the failure of the pitch change system. Failure in any area not known in advance of the kinematic chain could lead to significant stresses on the turbomachine. On the other hand, this targeted rupture zone makes it possible to contain the fragments released during the rupture in a zone other than in the enclosure of the step change system or at the level of the bearings, so as to prevent fragments from being able to lead to failures in the overall pitch change system.

Suivant une autre caractéristique de l’invention, la première extrémité du second arbre est située dans un anneau polygonal d’un carter rotatif suivant l’axe longitudinal. Ainsi, les fragments pouvant être libérés lors de la rupture sont contenus dans cet anneau polygonal ce qui permet de protéger l’enceinte du système de changement de pas ou encore les paliers de guidage en rotation des seconds arbres.According to another characteristic of the invention, the first end of the second shaft is located in a polygonal ring of a rotary casing along the longitudinal axis. Thus, the fragments that can be released during rupture are contained in this polygonal ring which makes it possible to protect the enclosure of the pitch change system or even the rotational guide bearings of the second shafts.

Suivant une autre caractéristique de l’invention, la zone fusible comprend une réduction de section d’une paroi du second arbre. Une telle configuration est simple de conception et de fabrication, et efficace. Cette configuration est également peu coûteuse.According to another characteristic of the invention, the fusible area comprises a reduction in cross section of a wall of the second shaft. Such a configuration is simple in design and manufacture, and effective. This configuration is also inexpensive.

Suivant une autre caractéristique de l’invention, la réduction de section est comprise entre 40 et 100%. Préférentiellement, mais de manière non limitative, la réduction de section est de 45%.According to another characteristic of the invention, the reduction in section is between 40 and 100%. Preferably, but not limited to, the section reduction is 45%.

Suivant une autre caractéristique de l’invention, le ratio de la section de la zone fusible par rapport à une section de la deuxième extrémité du second arbre est de l’ordre de 75 %.According to another characteristic of the invention, the ratio of the section of the fusible area to a section of the second end of the second shaft is around 75%.

Suivant une autre caractéristique de l’invention, la valeur prédéterminée est supérieure à trois fois un couple maximum exercé par le deuxième organe. Une telle configuration permet un fonctionnement normal de la turbomachine, c’est-à-dire sans blocage, et en dessous de charges limites (vitesses maximum, effort maximum). Une telle configuration permet aussi de respecter une durée de vie spécifiée en fatigue oligocyclique (soit le nombre de cycles correspondant aux phases d’arrêt et de plein gaz de la turbomachine) et en fatigue vibratoire (due à l’oscillation de commande du système de changement de pas à une fréquence de quelques Hertz).According to another characteristic of the invention, the predetermined value is greater than three times the maximum torque exerted by the second member. Such a configuration allows normal operation of the turbomachine, that is to say without blocking, and below limit loads (maximum speeds, maximum effort). Such a configuration also makes it possible to respect a specified service life in oligocyclic fatigue (ie the number of cycles corresponding to the stop and full gas phases of the turbomachine) and in vibration fatigue (due to the control oscillation of the step change at a frequency of a few Hertz).

Suivant une autre caractéristique de l’invention, la valeur prédéterminée est inférieure à la capacité totale d’actionnement du deuxième organe. De la sorte, le second arbre peut effectivement rompre à l’endroit de la zone fusible et la pale affectée par le blocage peut ainsi revenir en position drapeau. En effet, la zone fusible se situant en-dessous des moyens de mise en sécurité, il n’y a pas d’obstacles empêchant le retour en position drapeau.According to another characteristic of the invention, the predetermined value is less than the total actuation capacity of the second member. In this way, the second shaft can effectively break at the location of the fuse zone and the blade affected by the blocking can thus return to the flag position. Indeed, the fuse zone being located below the safety means, there are no obstacles preventing the return to the flag position.

Suivant une autre caractéristique de l’invention, la valeur prédéterminée est inférieure à au moins 0,5 fois un deuxième couple de rupture d’une portion du second arbre située vers la deuxième extrémité du second arbre. Cette configuration permet que la zone fusible soit la zone la plus faible de toute la chaîne cinématique et que celle-ci se rompt suivant la valeur prédéterminée du premier couple de rupture.According to another characteristic of the invention, the predetermined value is less than at least 0.5 times a second breaking torque of a portion of the second shaft located towards the second end of the second shaft. This configuration allows the fusible zone to be the weakest zone of the entire kinematic chain and to break it according to the predetermined value of the first breaking torque.

Suivant une autre caractéristique de l’invention, la turbomachine comprend au moins une hélice comportant des pales et un système de changement de pas des pales de l’hélice, le système de changement de pas comportant un mécanisme de liaison relié aux pales de l’hélice via le second arbre et un moyen de commande agissant sur le mécanisme de liaison, le moyen de commande étant ledit deuxième organe et au moins une des pales étant ledit premier organe.According to another characteristic of the invention, the turbomachine comprises at least one propeller comprising blades and a system for changing the pitch of the blades of the propeller, the pitch change system comprising a connecting mechanism connected to the blades of the propeller via the second shaft and a control means acting on the link mechanism, the control means being said second member and at least one of the blades being said first member.

Suivant encore une autre caractéristique de l’invention, la valeur prédéterminée est inférieure à au moins 0,5 fois un troisième couple de rupture d’un organe du système de changement de pas. Ainsi, la zone fusible est la plus faible de la chaîne cinématique du système de changement de pas.According to yet another characteristic of the invention, the predetermined value is less than at least 0.5 times a third breaking torque of a member of the pitch change system. Thus, the fuse zone is the weakest of the kinematic chain of the pitch change system.

De manière avantageuse, mais non limitativement, la valeur prédéterminée est inférieure à au moins 0,5 fois un troisième couple de rupture d’un organe du module de transfert de charge.Advantageously, but not limited to, the predetermined value is less than at least 0.5 times a third breaking torque of a member of the load transfer module.

De manière avantageuse, mais non limitativement, le second arbre est réalisé en Inconel®. Un tel matériau présente de très bonne résistance aux températures élevées. Un tel matériau d’alliage commercialisé sous la dénomination Inconel® est à base de Nickel allié avec du chrome et typiquement avec du fer et autres métaux d'alliages secondaires dont principalement le niobium, le manganèse et le molybdène.Advantageously, but not limited to, the second shaft is made of Inconel®. Such a material has very good resistance to high temperatures. Such an alloying material sold under the name Inconel® is based on nickel alloyed with chromium and typically with iron and other metals of secondary alloys, mainly niobium, manganese and molybdenum.

Suivant encore une autre caractéristique de l’invention, un palier de transfert de charge est agencé entre le mécanisme de liaison et le moyen de commande.According to yet another characteristic of the invention, a load transfer bearing is arranged between the connection mechanism and the control means.

Plus précisément, le système de changement de pas est agencé entre une paroi cylindrique d’un carter fixe et une paroi cylindrique externe du carter rotatif, le carter rotatif étant rotatif par rapport au carter fixe.More specifically, the pitch change system is arranged between a cylindrical wall of a fixed casing and an external cylindrical wall of the rotary casing, the rotary casing being rotatable relative to the fixed casing.

Avantageusement, mais non limitativement, le moyen de commande comprend un actionneur dont le corps mobile coulisse autour de la paroi cylindrique du carter fixe. En particulier, l’actionneur comprend un vérin annulaire.Advantageously, but not limited to, the control means comprises an actuator whose movable body slides around the cylindrical wall of the fixed casing. In particular, the actuator comprises an annular cylinder.

Selon une caractéristique de l’invention, l’hélice est une hélice amont d’un doublet d’hélices par exemple contrarotatives.According to a characteristic of the invention, the propeller is an upstream propeller of a pair of propellers, for example contra-rotating.

5. Brève description des figures5. Brief description of the figures

L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés.The invention will be better understood, and other objects, details, characteristics and advantages thereof will appear more clearly on reading the detailed explanatory description which follows, of embodiments of the invention given by way of purely illustrative and nonlimiting examples, with reference to the appended schematic drawings.

Sur ces dessins :In these drawings:

La figure 1 représente schématiquement en coupe axiale un exemple de turbomachine ;Figure 1 shows schematically in axial section an example of a turbomachine;

La figure 2 est un exemple de système de changement de pas de pales d’une hélice suivant un exemple de l’art antérieur ;Figure 2 is an example of a blade pitch change system of a propeller according to an example of the prior art;

La figure 3 est une vue en coupe axiale où sont représentés plus en détails et de manière schématique des éléments d’un système de changement de pas reliés à une pale d’une hélice selon l’invention ;Figure 3 is an axial sectional view where are shown in more detail and schematically elements of a pitch change system connected to a blade of a propeller according to the invention;

La figue 4 est une vue détail de la connexion entre un pied de pale et un second arbre radial de la turbomachine selon l’invention ; et,Fig 4 is a detailed view of the connection between a blade root and a second radial shaft of the turbomachine according to the invention; and,

La figure 5 représente une coupe axiale et partielle d’un exemple de second arbre radial comprenant une zone fusible selon l’invention.FIG. 5 represents an axial and partial section of an example of a second radial shaft comprising a fusible zone according to the invention.

6. Description de modes de réalisation de l’invention6. Description of embodiments of the invention

Sur la figure 1 et dans la suite de la description est représentée une turbomachine telle qu’un turbopropulseur à soufflantes non carénées destinée à être montée sur un aéronef et à laquelle s’applique l’invention. Cependant, l’invention peut s’appliquer à d’autres types de turbomachine. Les références numériques correspondantes des éléments de cette turbomachine décrits précédemment sont conservées dans la suite dans la description.In Figure 1 and in the following description is shown a turbomachine such as a turboprop with non-faired blowers intended to be mounted on an aircraft and to which the invention applies. However, the invention can be applied to other types of turbomachine. The corresponding reference numbers of the elements of this turbomachine described above are kept in the description below.

Suivant la configuration de cette turbomachine, le flux d’air entrant dans la turbomachine est comprimé dans l’ensemble de compresseurs 3, puis mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion 4. Les gaz de combustion engendrés passent ensuite dans les turbines 5 pour entraîner, via le dispositif de transmission mécanique 17, les hélices 6, 7 en rotation inverse qui fournissent la majeure partie de la poussée. Le dispositif de transmission mécanique 17 peut comprendre un réducteur différentiel ou un boîtier à trains épicycloïdaux. Il est bien entendu possible d’entraîner directement l’une des hélices amont 6 et aval 7 par la turbine basse pression. Les gaz de combustion sont expulsés à travers la tuyère 8 en augmentant la poussée de la turbomachine 1. Les gaz traversent une veine 20 d’écoulement des gaz s’étendant sensiblement axialement dans la turbomachine entre la nacelle 2 et un carter médian 21 associé au générateur de gaz.Depending on the configuration of this turbomachine, the air flow entering the turbomachine is compressed in the compressor assembly 3, then mixed with fuel and burned in the combustion chamber 4. The combustion gases generated then pass through the turbines 5 to drive, via the mechanical transmission device 17, the propellers 6, 7 in reverse rotation which provide most of the thrust. The mechanical transmission device 17 can comprise a differential reducer or a planetary gear box. It is of course possible to drive one of the upstream 6 and downstream 7 propellers directly by the low pressure turbine. The combustion gases are expelled through the nozzle 8 by increasing the thrust of the turbomachine 1. The gases pass through a gas flow stream 20 extending substantially axially in the turbomachine between the nacelle 2 and a middle casing 21 associated with the gas generator.

Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont >> et « aval >> sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine.In the present invention, and generally, the terms “upstream” and “downstream” are defined with respect to the circulation of gases in the turbomachine.

Sur la figure 3 est représenté un module d’hélice de cette turbomachine 1 comprenant un premier arbre 18 de rotor d’axe longitudinal X. La turbomachine comprend un carter 9 ici cylindrique s’étendant autour de l’axe longitudinal X. Le carter 9 est monté rotatif dans la nacelle 2 autour de cet axe X. Le carter 9 est également lié à une partie correspondante du dispositif de transmission mécanique 17. Ce carter 9 rotatif ou rotorique comprend plusieurs peaux ou parois de révolution dont au moins une paroi interne 19 et une paroi externe 22 par rapport à un axe radial Y perpendiculaire à l’axe longitudinal X. Dans la suite de la description, les termes «au-dessus», «en-dessous», «supérieur», et «inférieur» sont définis par rapport à l’axe radial Y. Les parois interne et externe 19, 22 forment un volume annulaire 24. Le carter 9 est supporté directement par des paliers à roulements sur un carter 15 cylindrique fixe ou statorique pour assurer sa rotation par rapport à l’axe longitudinal X. Le carter fixe 15 et le carter rotatif 9 sont coaxiaux. Le carter fixe 15 comporte également plusieurs parois de révolution. En particulier, le carter fixe 15 comprend une paroi 16 ici cylindrique à section circulaire. La paroi 16 cylindrique s’étend axialement entre la paroi interne 19 et la paroi externe 22 du carter 9.FIG. 3 shows a propeller module of this turbomachine 1 comprising a first rotor shaft 18 with a longitudinal axis X. The turbomachine comprises a casing 9 here cylindrical extending around the longitudinal axis X. The casing 9 is rotatably mounted in the nacelle 2 around this axis X. The casing 9 is also linked to a corresponding part of the mechanical transmission device 17. This rotary or rotor casing 9 comprises several skins or walls of revolution including at least one internal wall 19 and an external wall 22 relative to a radial axis Y perpendicular to the longitudinal axis X. In the following description, the terms "above", "below", "upper", and "lower" are defined with respect to the radial axis Y. The internal and external walls 19, 22 form an annular volume 24. The casing 9 is directly supported by rolling bearings on a cylindrical casing 15 fixed or stator to ensure its rotation n relative to the longitudinal axis X. The fixed casing 15 and the rotary casing 9 are coaxial. The fixed casing 15 also includes several walls of revolution. In particular, the fixed casing 15 comprises a wall 16 here cylindrical with a circular section. The cylindrical wall 16 extends axially between the internal wall 19 and the external wall 22 of the casing 9.

La turbomachine comprend un système 26 de changement de pas de pales 14 de l’hélice 6 permettant de faire varier le calage ou le pas des pales 14 autour de leur axes radiaux de sorte qu’elles occupent des positions angulaires selon les conditions de fonctionnement de la turbomachine et les phases de vol concernées. Le système 26 de changement de pas est agencé dans le volume annulaire 24. Plus précisément, celui-ci est situé entre la paroi 16 cylindrique du carter fixe 15 et la paroi externe 22 du carter 9. Les pales 14 s’étendent radialement à l’extérieur de la nacelle 2 et tournent autour de l’axe Y. Pour permettre le calage, le système 26 comprend un moyen de commande 27 commandant le changement de pas de chacune des pales 14 et un mécanisme de liaison 31 reliant le moyen de commande 27 aux pieds 13 des pales 14. Le moyen de commande 27 est agencé de manière à déplacer sensiblement axialement le mécanisme de liaison 31 de telle manière que le déplacement axial du mécanisme de liaison 31 entraîne le pivotement des pieds 13 des pales.The turbomachine comprises a system 26 for changing the pitch of the blades 14 of the propeller 6 enabling the pitch or pitch of the blades 14 to be varied around their radial axes so that they occupy angular positions according to the operating conditions of the turbomachine and the flight phases concerned. The pitch change system 26 is arranged in the annular volume 24. More precisely, this is located between the cylindrical wall 16 of the fixed casing 15 and the external wall 22 of the casing 9. The blades 14 extend radially to the exterior of the nacelle 2 and rotate around the axis Y. To allow the setting, the system 26 comprises a control means 27 controlling the change of pitch of each of the blades 14 and a link mechanism 31 connecting the control means 27 at the feet 13 of the blades 14. The control means 27 is arranged so as to move the connecting mechanism 31 substantially axially so that the axial movement of the connecting mechanism 31 causes the feet 13 of the blades to pivot.

Le moyen de commande 27 comprend un corps fixe 28 et un corps mobile 29 en translation par rapport au corps fixe 28 le long de l’axe X. Le corps mobile 29 est agencé autour du corps fixe 28 et est coaxial avec l’axe X. Le corps fixe 28 est cylindrique de section circulaire et entoure la paroi 16 du carter fixe 15. Le corps fixe 28 est monté solidaire de la paroi 16 de manière à être immobilisé en rotation et en translation par rapport au carter fixe 15. En particulier, le moyen de commande 27 est rapporté sur le carter fixe 15. C’est-à-dire que celui-ci est séparé du carter fixe 15 et ne constitue pas un élément structural faisant partie du carter fixe 15. Le moyen de commande 27 comprend dans la présente invention un actionneur qui comporte avantageusement un vérin annulaire constitué de sa tige mobile par rapport à un cylindre fixe solidaire du carter fixe 15. La tige mobile est formée par le corps mobile 29 tandis que le cylindre fixe est formé par le corps fixe 28.The control means 27 comprises a fixed body 28 and a movable body 29 in translation relative to the fixed body 28 along the axis X. The mobile body 29 is arranged around the fixed body 28 and is coaxial with the axis X The fixed body 28 is cylindrical with a circular section and surrounds the wall 16 of the fixed casing 15. The fixed body 28 is mounted integral with the wall 16 so as to be immobilized in rotation and in translation relative to the fixed casing 15. In particular , the control means 27 is attached to the fixed casing 15. That is to say that the latter is separated from the fixed casing 15 and does not constitute a structural element forming part of the fixed casing 15. The control means 27 comprises in the present invention an actuator which advantageously comprises an annular actuator constituted by its movable rod relative to a fixed cylinder secured to the fixed casing 15. The movable rod is formed by the movable body 29 while the fixed cylinder is formed by the body f ixe 28.

ίοίο

Le système 26 de changement de pas comprend un module 51 de transfert de charge équipé d’un palier 34 de transfert de charge et disposé entre le mécanisme de liaison 31 et le moyen de commande 27. En particulier, celui-ci est entre le mécanisme de liaison 31 et le corps mobile 29 de manière à assurer la transmission des efforts axiaux exercés par le corps mobile 29. Le module 51 comprend une virole externe 32 annulaire reliée au mécanisme de liaison 31 et une virole interne 33 annulaire solidaire du corps mobile 29. Le palier 34 comprend une bague extérieure 35 solidaire de la virole 32 et une bague intérieure 36 solidaire de la virole 33. Le palier 34 est ici formé par un roulement à deux rangées de billes 38 lesquelles peuvent être du type à contact oblique orientés en sens opposés de manière à optimiser la transmission des efforts axiaux.The pitch change system 26 comprises a load transfer module 51 equipped with a load transfer bearing 34 and disposed between the link mechanism 31 and the control means 27. In particular, this is between the mechanism 31 and the movable body 29 so as to ensure the transmission of the axial forces exerted by the movable body 29. The module 51 comprises an annular external ferrule 32 connected to the connection mechanism 31 and an annular internal ferrule 33 secured to the mobile body 29 The bearing 34 comprises an outer ring 35 secured to the ferrule 32 and an inner ring 36 secured to the ferrule 33. The bearing 34 is here formed by a bearing with two rows of balls 38 which can be of the oblique contact type oriented in opposite directions so as to optimize the transmission of axial forces.

Quant au mécanisme de liaison 31 celui-ci comprend en outre un ensemble de bielles 37 articulées qui sont réparties régulièrement autour du moyen de commande 27 et qui sont destinées à agir sur les pieds 13 des pales 14.As for the connection mechanism 31, this further comprises a set of articulated connecting rods 37 which are distributed regularly around the control means 27 and which are intended to act on the feet 13 of the blades 14.

En référence aux figures 3, 4 et 5, la turbomachine comprend également un second arbre 12 s’étendant suivant l’axe radial Y et dénommé ci-après dans la description second arbre radial 12. Chaque second arbre 12 comprend une paroi cylindrique 38 s’étendant entre une première extrémité 40 et une deuxième extrémité 41 opposées par rapport à l’axe radial Y. La première extrémité 40 est reliée à un premier organe pivotant suivant l’axe radial Y et la deuxième extrémité 41 est reliée à un deuxième organe mobile en translation suivant l’axe longitudinal X. Le premier organe est agencé dans une première zone de la turbomachine et le deuxième organe est agencé dans une deuxième zone de la turbomachine. Dans la présente description, le premier organe est un pied 13 de pale 14 tandis que le deuxième organe est le moyen de commande 27. Les première et deuxième zones sont séparées par la veine 20 d’écoulement des gaz laquelle est traversée par des bras structuraux 54. En particulier, le carter 9 comprend des logements 11 radiaux et des passage 23 radiaux qui sont coaxiaux et qui sont traversés chacun par un second arbre 12. Le carter 9 comprend un anneau polygonal 10 pourvu des logements 11, ici cylindriques, régulièrement répartis sur sa périphérie. Les logements 11 reçoivent les pieds 13 des pales 14. Quant à la paroi externe 22, celle-ci comprend les passages 23, ici cylindriques, régulièrement répartis sur sa périphérie et traversés par les seconds arbres radiaux 12. Les seconds arbres 12 s’étendent en particulier radialement chacun à travers un bras structural 54 reliant l’anneau polygonal 10 à une partie du carter médian 21 dans laquelle s’étend la paroi externe 22. Les seconds arbres 12 pivotent autour de I’axe Y dans les passages 23 radiaux et logements 11 radiaux. Pour cela, chaque second arbre radial 12 est maintenu vers sa deuxième extrémité 41 dans son passage 23 au moyen d’un palier de guidage 25 agencé dans le carter 9. La deuxième extrémité 41 est prolongée par un maneton 42 qui est connecté à une extrémité d’une bielle 37 du mécanisme de liaison 31. L’autre extrémité de la bielle 37 est connectée à la virole externe 32 du module 51. Il y a autant de bielles 37 que de pales 14. Quant à la première extrémité 40 du second arbre 12, celle-ci est connectée et solidaire en rotation au pied 13 des pales au niveau du logement 11. La première zone comprend l’anneau polygonal 10. La deuxième zone comprend le volume annulaire 24. La première extrémité 40 comprend une portion de connexion 43 comportant des cannelures 44 réparties régulièrement sur une surface externe 39 de la paroi du second arbre 12 autour de I’axe radial Y et s’étendant suivant une direction parallèle à I’axe radial Y. Les cannelures 44 sont positionnées dans des rainures 45 que comprend les pieds 13 des pales 14 de manière à assurer le guidage en rotation des pales lorsque les seconds arbres 12 pivotent.With reference to FIGS. 3, 4 and 5, the turbomachine also comprises a second shaft 12 extending along the radial axis Y and hereinafter called in the description second radial shaft 12. Each second shaft 12 comprises a cylindrical wall 38 s extending between a first end 40 and a second end 41 opposite with respect to the radial axis Y. The first end 40 is connected to a first member pivoting along the radial axis Y and the second end 41 is connected to a second member movable in translation along the longitudinal axis X. The first member is arranged in a first zone of the turbomachine and the second member is arranged in a second zone of the turbomachine. In the present description, the first member is a foot 13 of the blade 14 while the second member is the control means 27. The first and second zones are separated by the gas flow stream 20 which is crossed by structural arms 54. In particular, the casing 9 comprises radial housings 11 and radial passages 23 which are coaxial and which are crossed each by a second shaft 12. The casing 9 comprises a polygonal ring 10 provided with housings 11, here cylindrical, regularly distributed on its periphery. The housings 11 receive the feet 13 of the blades 14. As for the external wall 22, this comprises the passages 23, here cylindrical, regularly distributed over its periphery and crossed by the second radial shafts 12. The second shafts 12 extend in particular radially each through a structural arm 54 connecting the polygonal ring 10 to a part of the median casing 21 in which the external wall 22 extends. The second shafts 12 pivot around the axis Y in the radial passages 23 and 11 radial housings. For this, each second radial shaft 12 is held towards its second end 41 in its passage 23 by means of a guide bearing 25 arranged in the casing 9. The second end 41 is extended by a crank pin 42 which is connected to one end of a connecting rod 37 of the connecting mechanism 31. The other end of the connecting rod 37 is connected to the outer shell 32 of the module 51. There are as many connecting rods 37 as there are blades 14. As for the first end 40 of the second shaft 12, this is connected and integral in rotation with the foot 13 of the blades at the level of the housing 11. The first zone comprises the polygonal ring 10. The second zone comprises the annular volume 24. The first end 40 comprises a portion of connection 43 comprising splines 44 distributed regularly over an external surface 39 of the wall of the second shaft 12 around the radial axis Y and extending in a direction parallel to the radial axis Y. The splines 4 4 are positioned in grooves 45 which include the feet 13 of the blades 14 so as to guide the blades in rotation when the second shafts 12 pivot.

Chaque second arbre 12 comprend une zone fusible 46 configurée de manière à rompre lorsque celle-ci est soumise à un premier couple de rupture supérieur à une valeur prédéterminée. La zone fusible 46 est agencée vers la première extrémité 40 du second arbre 12. En particulier, la zone fusible 46 est localisée en-dessous de la portion de connexion 43 du second arbre 12. De la sorte la rupture du second arbre intervient au plus près des pales. Cela permet également que le second arbre soit encore maintenu dans le passage 23 par le palier 25. La zone fusible 46-ci est réalisée par une réduction de section de la paroi cylindrique 38. Cette réduction de section est comprise entre 40 et 100%. Préférentiellement, mais non limitativement, la réduction de section est de l’ordre de 45%. Suivant une autre caractéristique, le ratio de section par rapport à la section de la zone fusible et celle de la deuxième extrémité du second arbre est de l’ordre de 75%. La réduction de section comprend une réduction de diamètre. A titre d’exemple, la paroi cylindrique 38 du second arbre 12, entre la zone fusible 46 et la deuxième extrémité 41, présente un diamètre externe di de l’ordre de 55 mm. La portion de connexion 43 présente un diamètre externe d2 (considéré entre l’axe radial Y et le fond des cannelures 44) de l’ordre de 41 mm. A l’endroit de la zone fusible 46, la paroi 38 comprend un diamètre externe d3 qui est de l’ordre de 40 mm. En outre, la deuxième extrémité 40 du second arbre 12 comprend un diamètre interne d4 qui est de l’ordre de 32 mm. Ainsi, dans un tel exemple, le ratio de la section de la première extrémité 41 par rapport à la section de la zone fusible est de 73%. La réduction de section est de l’ordre de 43%.Each second shaft 12 comprises a fusible zone 46 configured so as to rupture when the latter is subjected to a first breaking torque greater than a predetermined value. The fuse zone 46 is arranged towards the first end 40 of the second shaft 12. In particular, the fuse zone 46 is located below the connection portion 43 of the second shaft 12. In this way, the rupture of the second shaft occurs at most near the blades. This also allows the second shaft to be kept still in the passage 23 by the bearing 25. The fusible area 46 is produced by a reduction in cross section of the cylindrical wall 38. This reduction in cross section is between 40 and 100%. Preferably, but not limited to, the reduction in section is of the order of 45%. According to another characteristic, the section ratio relative to the section of the fuse zone and that of the second end of the second shaft is of the order of 75%. The reduction in section includes a reduction in diameter. By way of example, the cylindrical wall 38 of the second shaft 12, between the fuse zone 46 and the second end 41, has an external diameter di of the order of 55 mm. The connection portion 43 has an external diameter d2 (considered between the radial axis Y and the bottom of the grooves 44) of the order of 41 mm. At the location of the fuse zone 46, the wall 38 comprises an external diameter d3 which is of the order of 40 mm. In addition, the second end 40 of the second shaft 12 has an internal diameter d4 which is of the order of 32 mm. Thus, in such an example, the ratio of the section of the first end 41 to the section of the fuse zone is 73%. The section reduction is around 43%.

Dans une variante de réalisation non représentée, la zone fusible peut comprendre des trous traversant la paroi 38 et d’axes perpendiculaires à l’axe radial Y.In an alternative embodiment not shown, the fusible area may include holes passing through the wall 38 and with axes perpendicular to the radial axis Y.

La zone fusible est configurée pour rompre à une valeur prédéterminée du premier couple de rupture. La valeur prédéterminée du premier couple de rupture est supérieure à trois fois un couple maximum exercé par le moyen de commande 27. Dans le présent exemple, le couple maximum exercé par le moyen de commande est de l’ordre de 100 kNm. En particulier, la valeur prédéterminée du premier couple de rupture est inférieure à la capacité totale d’actionnement du moyen de commande 27.The fuse zone is configured to break at a predetermined value of the first breaking torque. The predetermined value of the first breaking torque is greater than three times the maximum torque exerted by the control means 27. In the present example, the maximum torque exerted by the control means is of the order of 100 kNm. In particular, the predetermined value of the first breaking torque is less than the total actuation capacity of the control means 27.

De manière à éviter qu’il y ait rupture au sein même de la turbomachine, soit au niveau du volume annulaire 24, la valeur prédéterminée doit être inférieure à d’autres couples de rupture situés dans la deuxième zone. Ces couples peuvent être disposés sur le second arbre radial 12. De manière avantageuse, mais non limitativement, la valeur prédéterminée du premier couple de rupture est inférieure à au moins 0,5 fois un deuxième couple de rupture d’une portion du second arbre 12 située vers la deuxième extrémité 41. La valeur prédéterminée du premier couple de rupture doit être également inférieure à d’autres couples de rupture d’organes du système de changement de pas. De manière avantageuse, mais non limitativement, la valeur prédéterminée du premier couple de rupture est inférieure à au moins 0,5 fois un troisième couple de rupture d’un organe du système de changement de pas. Cet organe du système 26 de changement peut être une chape solidaire de la virole externe 33 du module 51 reliant une extrémité de bielles 37, une bielle 37, ou la virole interne 33 du module 51. Ainsi, la zone fusible 46 est configurée pour rompre préférentiellement sous une valeur prédéterminée du premier couple de rupture par rapport à d’autres couples de ruptures agencés dans la deuxième zone où se trouve le système 26 de changement de pas qui doit être préservé de tout fragment et/ou blocage global.In order to avoid a break within the turbomachine, that is to say at the level of the annular volume 24, the predetermined value must be less than other break torques located in the second zone. These pairs can be arranged on the second radial shaft 12. Advantageously, but not limited to, the predetermined value of the first breaking torque is less than at least 0.5 times a second breaking torque of a portion of the second shaft 12 located towards the second end 41. The predetermined value of the first breaking torque must also be less than other breaking couples of members of the pitch change system. Advantageously, but not limited to, the predetermined value of the first breaking torque is less than at least 0.5 times a third breaking torque of a member of the pitch change system. This member of the change system 26 may be a yoke integral with the outer shell 33 of the module 51 connecting one end of the connecting rods 37, a connecting rod 37, or the inner ferrule 33 of the module 51. Thus, the fuse zone 46 is configured to break preferably below a predetermined value of the first breaking torque with respect to other breaking couples arranged in the second zone where the pitch change system 26 is located which must be preserved from any fragment and / or overall blockage.

Ces ruptures et/ou blocages peuvent être dus à un dysfonctionnement du système de changement de pas, voire de la turbomachine ou à l’ingestion d’un objet étranger dans la turbomachine ou sur la pale des hélices.These ruptures and / or blockages can be due to a malfunction of the pitch change system, or even of the turbomachine or to the ingestion of a foreign object in the turbomachine or on the propeller blade.

Le second arbre 12 est réalisé dans un matériau métallique ou alliage métallique. Dans le présent exemple, il s’agit d’un Inconel®. Un autre matériau présentant de très bonne résistance à des températures élevées peut être utilisé.The second shaft 12 is made of a metallic material or metallic alloy. In this example, this is an Inconel®. Another material having very good resistance to high temperatures can be used.

Ainsi, lorsqu’intervient un dysfonctionnement de la turbomachine ou du système 26 de changement de pas, le second arbre 12 se rompt au niveau de la zone fusible 46 située en partie supérieure du second arbre radial de manière qu’il n’y ait qu’une seule pale affectée par le dysfonctionnement.Thus, when a malfunction of the turbomachine or of the pitch change system 26 occurs, the second shaft 12 breaks at the fuse zone 46 located in the upper part of the second radial shaft so that there is only '' a single blade affected by the malfunction.

Claims (10)

REVENDICATIONS 1. Turbomachine (1 ) d’aéronef comprenant :1. Aircraft turbomachine (1) comprising: - au moins un premier arbre (18) de rotor d’axe longitudinal (X), et 5 - au moins un second arbre (12) d’axe radial (Y), en particulier d’un système (26) de changement de pas de pales d’une hélice (6, 7), ledit second arbre (12) étant relié par une première extrémité (40) à un premier organe (13) pivotant suivant l’axe radial (Y) et par une deuxième extrémité (41) à un deuxième organe (27) mobile en- at least a first shaft (18) of rotor of longitudinal axis (X), and 5 - at least a second shaft (12) of radial axis (Y), in particular of a system (26) for changing the no propeller blades (6, 7), said second shaft (12) being connected by a first end (40) to a first member (13) pivoting along the radial axis (Y) and by a second end ( 41) to a second member (27) movable in 10 translation suivant l’axe longitudinal (X), caractérisée en ce que ledit second arbre (12) comprend une zone fusible (46) configurée de manière à rompre lorsque celle-ci est soumise à un premier couple de rupture supérieur à une valeur prédéterminée, ladite zone fusible (46)10 translation along the longitudinal axis (X), characterized in that said second shaft (12) comprises a fusible zone (46) configured so as to rupture when the latter is subjected to a first breaking torque greater than a predetermined value , said fuse zone (46) 15 étant agencée vers la première extrémité (40) dudit second arbre (12).15 being arranged towards the first end (40) of said second shaft (12). 2. Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la zone fusible (46) comprend une réduction de section d’une paroi du second arbre (12).2. Turbomachine according to the preceding claim, characterized in that the fusible area (46) comprises a reduction in cross section of a wall of the second shaft (12). 3. Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la réduction de section est comprise entre 40 et 100%.3. Turbomachine according to the preceding claim, characterized in that the reduction in section is between 40 and 100%. 4. Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce4. Turbomachine according to the preceding claim, characterized in that 2 5 que la réduction de section est de l’ordre de 45%.2 5 that the section reduction is around 45%. 5. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la valeur prédéterminée est supérieure à trois fois un couple maximum exercé par le deuxième5. Turbomachine according to any one of the preceding claims, characterized in that the predetermined value is greater than three times the maximum torque exerted by the second 3 0 organe (27).Organ (27). 6. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la valeur prédéterminée est inférieure à la capacité totale d’actionnement du deuxième organe (27).6. Turbomachine according to any one of the preceding claims, characterized in that the predetermined value is less than the total actuation capacity of the second member (27). 7. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la valeur prédéterminée est inférieure à au moins 0,5 fois un deuxième couple de rupture d’une portion du second arbre (12) située vers la deuxième extrémité (41) du second arbre (12).7. Turbomachine according to any one of the preceding claims, characterized in that the predetermined value is less than at least 0.5 times a second breaking torque of a portion of the second shaft (12) located towards the second end (41 ) of the second tree (12). 8. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu’elle comprend au moins une hélice (6, 7) comportant des pales (14) et un système (26) de changement de pas de pales de l’hélice (6, 7), le système de changement (26) de pas comportant un mécanisme (31) de liaison relié aux pales (14) de l’hélice via le second arbre (12) et un moyen de commande (27) agissant sur le mécanisme (31) de liaison, le moyen de commande (27) étant ledit deuxième organe et au moins une des pales (14) étant ledit premier organe.8. Turbomachine according to any one of the preceding claims, characterized in that it comprises at least one propeller (6, 7) comprising blades (14) and a system (26) for changing the pitch of blades of the propeller (6, 7), the pitch change system (26) comprising a link mechanism (31) connected to the propeller blades (14) via the second shaft (12) and a control means (27) acting on the link mechanism (31), the control means (27) being said second member and at least one of the blades (14) being said first member. 9. Turbomachine selon la revendication précédente, caractérisée en ce que la valeur prédéterminée est inférieure à au moins 0,5 fois un troisième couple de rupture d’un organe du système (26) de changement de pas tel que le module (51) de transfert de charge.9. Turbomachine according to the preceding claim, characterized in that the predetermined value is less than at least 0.5 times a third breaking torque of an organ of the system (26) of change of pitch such as the module (51) of charge transfer. 10. Turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que le second arbre (12) est réalisé en Inconel®.10. Turbomachine according to any one of the preceding claims, characterized in that the second shaft (12) is made of Inconel®. 1/31/3
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