Brevet FR3125505A1 — publié le 20230127

L’invention concerne un système (30) de changement de pas d’une pale d’une hélice, pour une turbomachine d’aéronef, caractérisé en ce qu’il comprend un support (40) de pied (25) de pale comportant une paroi annulaire (42) s’étendant autour d’un axe (A) destiné à être un axe de calage de la pale, cette paroi annulaire comportant une extrémité axiale inférieure fermée par une paroi de fond (44) et une extrémité axiale supérieure ouverte et configurée pour autoriser le montage d’un pied de pale, la paroi de fond (44) comportant une face supérieure configurée pour coopérer par complémentarité de forme avec une extrémité libre du pied de façon à ce que le support soit solidarisé en rotation avec le pied autour dudit axe (A) et une face inférieure opposée à la face supérieure comprenant un prolongement transversal (48), le prolongement transversal ayant une extrémité fixée solidairement à une chape (49) formant excentrique (50) configurée pour coopérer avec un mécanisme de changement de pas. Figure pour l'abrégé : Figure 9 SYSTEME DE CHANGEMENT DE PAS DES PALES D’UNE HELICE D’UNE TURBOMACHINE La présente invention concerne le domaine des turbomachines d’aéronef, et en particulier des hélices propulsives de ces turbomachines qui comportent des aubes à calage variable. Le changement de pas ou calage variable 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. Il est connu des turbomachines comprenant au moins une hélice non carénée, également appelées sous le terme anglais « open rotor » ou « unducted fan », équipés de ces systèmes de changement de pas. Dans cette catégorie de turbomachine, il existe celles qui ont deux hélices non carénées et contrarotatives (connues sous l’acronyme anglais UDF pour « UnDucted Fan ») ou celles ayant une seule hélice non carénée et un redresseur comprenant plusieurs aubes de stator à calage variable (connues sous l’acronyme anglais USF pour « Unducted Single Fan »). Une turbomachine de type open rotor comprend principalement, à l’intérieur d’un carter cylindrique fixe porté par la structure de l'aéronef, une partie « générateur de gaz » et une partie « propulsion » coaxiales. La partie générateur de gaz peut être disposée en amont ou en aval de la partie propulsion. Les termes « amont » et « aval » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine. La partie propulsion comporte au moins une hélice entraînée en rotation par une turbine, notamment basse pression, de la partie générateur de gaz via un réducteur, par exemple, à trains épicycloïdaux. Dans certains cas, la partie propulsion peut comporter deux hélices coaxiales et contrarotatives, respectivement amont et aval qui sont entrainées, en rotation inverse l’une de l’autre, par la turbine du générateur de gaz via le réducteur. La ou les hélices s’étendent sensiblement radialement vis-à-vis de l’arbre de transmission d’axe longitudinal à l’extérieur du carter. La illustre un tel exemple de turbomachine de type UDF. La turbomachine 10 comprend un carter 12 dans lequel est agencé un générateur de gaz lequel comprend, d’amont en aval, un ensemble de compresseurs 13, une chambre de combustion 14 et un ensemble de turbines 15. Une tuyère 18 est agencée en aval du générateur de gaz. L’ensemble de compresseurs 13 peut comprendre un ou deux compresseur(s) selon l’architecture du générateur de gaz à simple ou double étage(s). L’ensemble de turbines 15 peut comprendre une turbine haute pression et une turbine basse pression, ou deux turbines (haute pression et à pression intermédiaire) et une turbine basse pression. Le générateur de gaz entraîne la turbine basse pression autour d’un arbre de rotor d’axe longitudinal Z. La turbomachine comprend un doublet d’hélices contrarotatives avec une hélice 16 amont et une hélice 17 aval. Ces deux hélices amont 16 et aval 17 sont entraînées en rotation de manière contrarotatives par la turbine basse pression par l’intermédiaire d’un dispositif de transmission mécanique 19. Les hélices amont 16 et aval 17 sont montées coaxialement à l’axe longitudinal Z de la turbomachine 10 et sont disposées dans des plans parallèles radiaux, lesquels sont perpendiculaires à l’axe longitudinal Z. Dans le présent exemple, les hélices 16, 17 sont montées en aval du générateur de gaz. Le dispositif de transmission mécanique 19, représenté ici schématiquement, peut comprendre un réducteur différentiel ou un boîtier à trains épicycloïdaux. Il est bien entendu possible d’entraîner directement les hélices amont 16 et aval 17 par la turbine basse pression. Suivant la configuration décrite ci-dessus, le flux d’air, noté F, entrant dans la turbomachine est comprimé dans l’ensemble de compresseurs 13, puis mélangé à du carburant et brûlé dans la chambre de combustion 14. Les gaz de combustion engendrés passent ensuite dans les turbines 15 pour entraîner, via le dispositif de transmission mécanique 19, les hélices 16, 17 en rotation inverse qui fournissent la majeure partie de la poussée. Les gaz de combustion sont expulsés à travers la tuyère 18 participant à la poussée de la turbomachine 10. Les gaz traversent une veine primaire 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. Dans le présent exemple, l’hélice amont 16 comporte un carter cylindrique rotatif vis-à-vis du carter 12 de la turbomachine autour d’un arbre de rotor d’axe longitudinal Z. Le carter est également lié à une partie correspondante du dispositif de transmission mécanique 19. Le carter comprend un anneau polygonal 21 dans lequel sont ménagés des logements 22 radiaux et des passages radiaux qui sont coaxiaux Les pales 25 s’étendent radialement à l’extérieur de la nacelle 12. Les logements 22 radiaux ici cylindriques sont régulièrement répartis sur la périphérie de l’anneau polygonal 21 et reçoivent les pieds 24 des pales 25. Les pales 25 des hélices amont et aval sont du type à calage variable, c’est-à-dire qu’elles sont orientables autour de leurs axes de calage noté A, grâce à un système 30 de changement du pas des pales, de façon que celles-ci occupent une position angulaire optimale selon les conditions de fonctionnement de la turbomachine et les phases de vol concernées. L’axe de calage A est l’axe d’allongement de la pale autour duquel la position angulaire de la pale est ajustée. C’est en général aussi un axe radial qui s’étend donc suivant un rayon par rapport à l’axe de rotation de l’hélice équipée de cette pale. Un exemple de l’art antérieur d’un tel système de changement de pas est illustré sur les figures 2 à 4 pour une turbomachine open rotor de type UDF. De manière générale, chaque hélice comprend un carter rotatif 2A sensiblement cylindrique portant un moyeu à anneau polygonal 4A extérieur reçu de façon rotative autour de l’axe longitudinal dans le carter fixe 6A. Le moyeu comporte des logements cylindriques 8A radiaux répartis sur sa périphérie autour de l’axe longitudinal Z. Des arbres d’axes radiaux 10A, perpendiculaires à l’axe longitudinal de la turbomachine Z, solidaires des pieds 12A des pales 14A sont reçus dans les logements des anneaux polygonaux et traversent également des passages radiaux du carter cylindrique rotatif. Pour permettre le fonctionnement optimal de la turbomachine selon les différentes phases de vol rencontrées, les pales des hélices contrarotatives peuvent tourner dans les logements radiaux des anneaux. Pour cela, elles sont entraînées en rotation autour de leurs axes de pivot respectifs, appelé axe de calage noté A, par un système approprié permettant de faire varier le calage des pales en cours de vol, c'est-à-dire le pas des hélices. Ce système de changement du pas des pales des hélices couvre une plage angulaire de rotation comprise entre deux positions extrêmes, à savoir une position extrême dite « reverse » pour laquelle les pales dépassent par exemple de 30° le plan transversal à l'axe de la turbomachine (la direction d'avance de l'avion) pour participer au freinage de l'aéronef, à la manière des inverseurs de poussée usuels, et une position extrême dite de « mise en drapeau » pour laquelle les pales sont alors effacées au mieux par rapport à la direction d'avance de l'avion, par exemple, en cas de panne moteur et offrir ainsi le moins de résistance (traînée) possible. La course angulaire des pales entre les positions drapeau et reverse est par exemple de l'ordre d'environ 120°. De manière générale, un système 20A de changement de pas des pales d’une hélice comporte un moyen de commande 22A, de type actionneur à vérin 22A, et un mécanisme de liaison 24A reliant le moyen de commande à chaque pale de l’hélice pour assurer le pivotement angulaire souhaité des pales. Différentes solutions ont été proposées pour changer le pas des pales des hélices sur des turbomachines du type « open rotor » ou autres. Par exemple, on connaît par le document FR 2 908 451, une turbomachine dont le système de changement d'orientation des pales de chaque hélice comprend avantageusement un seul vérin annulaire monté par son cylindre, sur le moyeu à anneau de l'hélice, tandis que son piston est relié, par un mécanisme de liaison du système associé au vérin, aux pieds des différentes pales. Le déplacement du piston par suite de la commande fluidique du vérin annulaire assure le pivotement angulaire souhaité des pales par le mécanisme de liaison en faisant varier leur pas. On connaît également par le document WO 2013/050704, un autre système de changement de pas pour une turbomachine à hélices pour aéronef comprenant un seul vérin annulaire agencé sur un carter fixe ou stator interne par rapport au moyeu de l’hélice et un mécanisme de liaison comportant un palier de transfert fixé d’un côté à la partie mobile du vérin et coopérant, de l'autre côté, avec un moyen de liaison du mécanisme aux pales du moyeu rotatif, de telle façon que le palier de transfert du mécanisme entraîné en rotation transmette le déplacement en translation de la partie mobile du vérin fixe, au moyen de liaison du mécanisme rotatif pour changer l'orientation des pales de l'hélice. Un exemple d’un tel système de changement pas des pales d’une hélice d’une turbomachine de type open rotor est illustré sur la . Dans cet exemple, la tige du vérin est dans sa position sortie correspondant à la position drapeau des pales. Le mécanisme de liaison 24A comporte des bielles 26A articulées réparties autour du vérin annulaire 28A et reliées d’un côté au piston 30A et de l’autre côté aux arbres 10A radiaux solidaires des pieds des pales de l’hélice, de sorte à entrainer, par suite du déplacement en translation des bielles du mécanisme de liaison, la rotation des arbres radiaux et des pales associées. Un tel mécanisme de liaison avec bielles garantit sécurité et fiabilité de fonctionnement à l'usage sans coulissement et/ou frottement de pièces les unes par rapport aux autres. Plus précisément afin de réaliser cette liaison cinématique, chaque bielle 26A comporte une biellette 32A et un excentrique 34A. Une extrémité de la biellette 32A est reliée au piston 30A et l’autre extrémité est reliée à une extrémité de l’excentrique 34A par une liaison pivot d’axe parallèle à l’axe radial de calage A de la pale associée tandis que l’autre extrémité de l’excentrique est reliée aux arbres 10A radiaux solidaires respectivement des pieds des pales de l’hélice. La liaison des biellettes aux excentriques permet de transformer le mouvement de translation du vérin en mouvement de rotation de la pale. Cette transformation est réalisée par l’excentrique permettant par un effet de bras de levier de transmettre le couple nécessaire à l’hélice et ainsi de l’entraîner en rotation. Ce couple est ensuite transmis au pied de pale par une liaison cannelée 36A formée entre la surface externe de la portion d'extrémité de l’arbre radial 10A et dans l'alésage interne d'un moyeu cannelé 38A ( ), le moyeu cannelé étant craboté à l’intérieur d’un roulement pied de pale. Les arbres radiaux 10A traversent au moins une veine d’air primaire 40A dans laquelle circule de l’air chaud entre la liaison cannelée 36A et l’excentrique 34A visible sur la . Par conséquent, le montage d’un tel ensemble doit être réalisé par l’intérieur de la veine (selon la flèche F1) à cause du faible maître couple du bras 42A présent dans la veine primaire 40A, en ne permettant pas de passer un excentrique tel qu’illustré sur la qui représente une vue en coupe A-A de la . D’autre part, la liaison cannelée qui permet de transmettre le couple a pour inconvénient d’amener un point de rotulage provoquant un désalignement dans la liaison avec la biellette. Cette effet est d’autant plus présent à cause de la longueur de l’arbre radial sur une architecture open rotor type UDF. Toutefois, l’effet de rotulage était intéressant pour accommoder les déplacements différentiels dûs au delta de température entre les zones supérieure et inférieure à la veine. Dans le cas d’une turbomachine open rotor de type USF, telle qu’illustrée sur la , le rapport de moyeu et le diamètre fan sont plus petits. Dans une telle turbomachine 100, la partie propulsion comporte une hélice 112 entraînée en rotation par une turbine et un redresseur 114 comprenant plusieurs aubes 122 de stator à calage variable. Ainsi, l’entrée d’air pour le flux primaire est en aval de l’hélice rotorique 112 amont qui est pourvue d’aubes 120 à calage variable. Il n’y a pas de traversée d’une veine entre la liaison au niveau du pied de pale et l’excentrique. Par conséquent, la hauteur de l’arbre radial est beaucoup plus petite que pour une turbomachine de type UDF telle qu’illustrée aux figures 1 à 4. L’entrée de veine primaire est en amont du redresseur 114 et le système de changement de pas est en partie froide de la turbomachine, autour du compresseur. Pour l’aubage statorique de redresseur 114, l’espace disponible radialement est réduit entre le flux primaire dans le compresseur et l’extérieur ou le flux circule entre les aubes 120 et 122. La illustre schématiquement une transposition du mécanisme de liaison de la à un environnement turbomachine de type USF, que l’invention se propose d’améliorer. Ici, le pied d’aube pour USF est modifié en ayant une forme qualifiée de « pied tulipe » ou de « pied bulbe ». Un rayon R d’implantation de la biellette 32A est relativement restreint pour assurer autant que possible du volume pour l’actionneur comprenant le vérin 28A. En outre, le montage de ce système de changement de pas doit également être effectué par l’intérieur de la veine (selon la flèche F2), car le diamètre D du fut du moyeu 44A impose les dimensions maximales pour faire passer un excentrique tel qu’illustré dans la vue en coupe représentée dans la partie haute de la correspondant à la pour un environnement turbomachine de type USF. La est une vue dans le plan de coupe B-B de la et en éclaté partiel qui illustre cet encombrement radial encore plus restreint dû au faible rapport de moyeu. L’éclaté partiel sur la figure est entre le pied 12A et l’excentrique 34A pour simplifier au maximum la . Or, il est nécessaire d’avoir un rayon d’implantation R de la biellette 32A le plus important possible pour optimiser le bras de levier L de l’excentrique 34A et transmettre le couple nécessaire du vérin à la pale. La liaison cannelée 36A est donc pénalisante pour intégrer cette longueur d’excentrique optimale. De plus, l’environnement moteur ne nécessite pas de rotulage car les déplacements différentiels évoqués pour les turbomachines de type UDF ont beaucoup moins d’impact puisque l’ensemble est agencé uniquement sous la veine. La présente invention a pour but de remédier à ces inconvénients et de proposer un système de changement du pas des pales de l'hélice, dont la conception de l’excentrique permet de maximiser la longueur du bras de levier. À cet effet, l’invention concerne un système de changement de pas d’une pale d’une hélice, pour une turbomachine d’aéronef, caractérisé en ce qu’il comprend un support de pied de pale comportant une paroi annulaire s’étendant autour d’un axe destiné à être un axe de calage de l’aube, cette paroi annulaire comportant une extrémité axiale inférieure fermée par une paroi de fond et une extrémité axiale supérieure ouverte et configurée pour autoriser le montage d’un pied de pale, la paroi de fond comportant une face supérieure configurée pour coopérer par complémentarité de forme avec une extrémité libre du pied de façon à ce que le support soit solidarisé en rotation avec le pied autour dudit axe et une face inférieure opposée à la face supérieure comprenant un prolongement transversal, le prolongement transversal ayant une extrémité fixée solidairement à une chape formant excentrique configurée pour coopérer avec un mécanisme de changement de pas. Un tel système permet de fusionner les fonctions de support de pied de pale et d’excentrique permettant de rapporter la longueur du bras de levier afin de faciliter notamment l’intégration de celui-ci. Cette configuration maximise le rayon d’implantation de la fonction excentrique permettant de maximiser la longueur du bras de levier. Celle-ci est ainsi optimisée, car elle est déterminante pour dimensionner le vérin d’actionnement de la cinématique de calage des pales de l’hélice. Grâce au bras de levier rapporté, un montage de l’ensemble support de pied de pale est ainsi possible par l’extérieur de la veine. En outre, la liaison cannelée ou tout autre type de liaison entre l’arbre radial et le pied de pale réduit fortement la complexité du système, en augmente la fiabilité et permet de libérer de la place radialement. Le rayon d’implantation des biellettes peut donc être augmenté, permettant d’allonger en conséquence le bras de levier. Le système selon l’invention peut comprendre une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises isolément les unes des autres, ou selon toutes les combinaisons techniquement possibles les unes avec les autres : - le prolongement transversal comporte un bossage ménagé à une extrémité libre du prolongement, présentant une surface de contact transversale à l’axe et configurée pour recevoir une extrémité de la chape ; - la surface de contact du bossage présente une forme sensiblement elliptique et l’extrémité de la chape fixée au bossage comporte une forme complémentaire à la surface de contact du bossage ; - le prolongement transversal comporte une butée faciale s’étendant dans un plan parallèle à l’axe et la chape comporte un épaulement configuré pour venir en appui contre la butée faciale du prolongement transversal ; - la chape est fixée solidairement au bossage du prolongement transversal par au moins une liaison boulonnée de préférence du type vis-écrou ; - l’extrémité de la chape fixée au bossage comporte au moins un orifice traversant et le bossage comporte au moins un trou traversant dans la surface de contact arrangé en face d’un orifice traversant de la chape, chaque vis d’une liaison boulonnée étant insérée successivement dans un orifice traversant de la chape et un trou traversant du bossage ; - la chape comporte un prolongement s’étendant le long de l’axe et comportant au moins un orifice traversant d’axe perpendiculaire à l’axe, et le prolongement transversal du support de pied comporte une paroi s’étendant le long de l’axe dans laquelle est ménagé au moins un trou traversant arrangé en face d’un orifice traversant de la chape, et présentant une surface d’appui configurée pour recevoir le prolongement de la chape, chaque vis d’une liaison boulonnée étant insérée successivement dans un orifice traversant de la chape et un trou traversant du prolongement transversal du support de pied ; - la chape comporte deux bras parallèles reliés par une portion centrale, la portion centrale comportant au moins un orifice traversant d’axe transversal à l’axe, et le prolongement transversal du support de pied comporte au moins un trou traversant arrangé en face d’un orifice traversant de la chape, chaque vis d’une liaison boulonnée étant insérée successivement dans un orifice traversant de la chape et un trou traversant du prolongement transversal du support de pied ; - la face inférieure opposée à la face supérieure comprend un prolongement cylindrique s’étendant le long de l’axe entre la paroi de fond et le prolongement transversal. La présente invention concerne également un ensemble comportant un système de commande du calage tel que décrit ci-dessus et une pale d’hélice à calage variable commandé par ledit système. La présente invention concerne également une turbomachine, en particulier d’aéronef, comportant au moins un système ou un ensemble tel que décrit précédemment. Notamment, la turbomachine peut être du type open rotor dans laquelle l’hélice est non carénée. La turbomachine peut également être du type USF comprenant une seule hélice non carénée et un redresseur comprenant plusieurs aubes de stator. La présente invention sera mieux comprise et d’autres détails, caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront plus clairement à la lecture de la description d’un exemple non limitatif qui suit, en référence aux dessins annexés sur lesquels : la , déjà décrite, représente schématiquement en coupe axiale un exemple de turbomachine de type open rotor à système de changement de pas des pales d’une hélice à laquelle peut s’appliquer l’invention ; la , déjà décrite, est une demi-coupe axiale partielle d’une turbomachine à soufflante non carénée de type open rotor selon un exemple de l’art antérieur, en représentant un système de changement de pas des pales d’une hélice selon un exemple de l’art antérieur ; la , déjà décrite, représente une vue agrandie d’un mécanisme de liaison équipant le système de changement de pas de la ; la , déjà décrite, est une vue en coupe de la , selon un plan A-A ; la , déjà décrite, est une vue schématique en perspective d’une turbomachine de type USF la , déjà décrite, est une demi-coupe axiale schématique montrant un système de changement de pas des pales d’une hélice de la turbomachine de type USF telle que celle de la ; la , déjà décrite, est une vue schématique en coupe de la , selon un plan radial B-B ; la représente une vue en perspective et en coupe partielle d’un système de changement de pas d’une pale d’une hélice équipant une turbomachine de type USF selon l’invention ; la illustre une vue en perspective éclatée d’un support de pied de pale du système de la ; la illustre une vue en coupe selon l’axe de calage du support de pied de pale du système de la ; la illustre une vue de dessus du support de pied de pale du système des figures 9 et 10 ; la illustre une comparaison de l’encombrement entre un système de changement de pas selon l’invention et celui de l’art antérieur ; la illustre une comparaison de la longueur du bras de levier entre un système de changement de pas selon l’invention et celui de l’art antérieur ; la représente une vue en coupe selon l’axe de calage d’une alternative au support de pied de pale du système de la ; et la représente une vue en coupe selon l’axe de calage d’une autre alternative au support de pied de pale du système de la . Les éléments ayant les mêmes fonctions dans les différentes mises en œuvre ont les mêmes références dans les figures. Système (30) de changement de pas d’une pale d’une hélice, pour une turbomachine d’aéronef, caractérisé en ce qu’il comprend un support (40) de pied (25) de pale comportant une paroi annulaire (42) s’étendant autour d’un axe (A) destiné à être un axe de calage de la pale, cette paroi annulaire comportant une extrémité axiale inférieure fermée par une paroi de fond (44) et une extrémité axiale supérieure ouverte et configurée pour autoriser le montage d’un pied de pale, la paroi de fond (44) comportant une face supérieure configurée pour coopérer par complémentarité de forme avec une extrémité libre du pied de façon à ce que le support soit solidarisé en rotation avec le pied autour dudit axe (A) et une face inférieure opposée à la face supérieure comprenant un prolongement transversal (48), le prolongement transversal ayant une extrémité fixée solidairement à une chape (49) formant excentrique (50) configurée pour coopérer avec un mécanisme de changement de pas. Système selon la revendication 1, dans lequel le prolongement transversal (48) comporte un bossage (60) ménagé à une extrémité libre du prolongement, présentant une surface de contact (62) transversale à l’axe (A) et configurée pour recevoir une extrémité (58) de la chape (50). Système selon la revendication 2, dans lequel la surface de contact (62) du bossage présente une forme sensiblement elliptique et l’extrémité de la chape fixée au bossage comporte une forme complémentaire à la surface de contact du bossage. Système selon la revendication 2 ou 3, dans lequel le prolongement transversal (48) comporte une butée faciale (64) s’étendant dans un plan parallèle à l’axe (A) et la chape (50) comporte un épaulement (66) configuré pour venir en appui contre la butée faciale du prolongement transversal. Système selon l’une des revendications 2 à 4, dans lequel la chape est fixée solidairement au bossage du prolongement transversal par au moins une liaison boulonnée de préférence du type vis-écrou. Système selon la revendication précédente, dans lequel l’extrémité de la chape (50) fixée au bossage (60) comporte au moins un orifice traversant et le bossage (60) comporte au moins un trou traversant dans la surface de contact arrangé en face d’un orifice traversant de la chape, chaque vis d’une liaison boulonnée étant insérée successivement dans un orifice traversant de la chape et un trou traversant du bossage. Système selon la revendication 5, en dépendance de la revendication 4, dans lequel la chape (160) comporte un prolongement (170) s’étendant le long de l’axe (A) et comportant au moins un orifice traversant d’axe perpendiculaire à l’axe A, et le prolongement transversal (148) du support de pied comporte une paroi (172) s’étendant le long de l’axe (A) dans laquelle est ménagé au moins un trou traversant arrangé en face d’un orifice traversant de la chape, et présentant une surface d’appui (174) configurée pour recevoir le prolongement de la chape, chaque vis d’une liaison boulonnée étant insérée successivement dans un orifice traversant de la chape et un trou traversant du prolongement transversal du support de pied. Système selon la revendication 5, dans lequel la chape comporte deux bras parallèles reliés par une portion centrale, la portion centrale comportant au moins un orifice traversant d’axe transversal à l’axe A, et le prolongement transversal du support de pied comporte au moins un trou traversant arrangé en face d’un orifice traversant de la chape, chaque vis d’une liaison boulonnée étant insérée successivement dans un orifice traversant de la chape et un trou traversant du prolongement transversal du support de pied. Système selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la face inférieure opposée à la face supérieure comprend un prolongement cylindrique s’étendant le long de l’axe A entre la paroi de fond et le prolongement transversal. Turbomachine (10 ; 100) pour aéronef comportant au moins une hélice munie de pales et au moins un système de changement de pas selon l’une des revendications précédentes.