FR 3030445 A1 20160624 FR 1463128 A 20141222 HELICE POUR TURBOMACHINE D'AERONEF, COMPRENANT UNE STRUCTURE DE RETENTION DE PALES RACCORDEE A L'EXTREMITE RADIALE EXTERNE DE CHAQUE PALE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention se rapporte au domaine des hélices de turbomachine d'aéronef. Elle concerne plus particulièrement la gestion du risque d'éclatement des pales de l'hélice, également connu sous l'appellation risque UERF, de l'anglais « Uncontained Engine Rotor Failure ». L'invention s'applique à tous les types d'aéronefs, commerciaux et militaires, comprenant des turbomachines à hélices comme par exemple des turbopropulseurs ou encore des turbomachines à doublet d'hélices contrarotatives, également dénommées turbomachines à « open rotor ». ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE De l'art antérieur, il est connu plusieurs types de turbomachines à hélice, dont les pales de l'hélice sont à calage variable. De telles hélices équipent des turbopropulseurs classiques, mais également des turbomachines à doublet d'hélices contrarotatives dites à Pour répondre à des normes spécifiques, les aéronefs doivent apporter une solution au risque d'éclatement des pales de l'hélice. En fonctionnement, un tel éclatement de pale peut en effet générer un débris susceptible d'endommager la turbomachine voisine, et/ou d'endommager le fuselage de l'aéronef, par exemple au niveau d'un compartiment pressurisé délimité par ce fuselage. Pour éviter d'endommager le fuselage, en particulier lorsqu'il délimite un compartiment pressurisé comme la cabine passagers, le fuselage peut être équipé d'un bouclier anti-débris, qui s'étend sur un secteur angulaire important de la partie du fuselage située au droit de l'hélice. Néanmoins, ce bouclier est pénalisant en termes de masse et de coûts. Une autre alternative, pour le cas particulier des aéronefs équipés de turbomachines rapportées en partie arrière de fuselage, consiste à reculer ces turbomachines de manière à ce que leurs hélices ne soient plus situées au droit d'un compartiment pressurisé, mais en arrière par rapport au fond étanche délimitant ce compartiment. Cependant, cette solution impose d'allonger la queue de l'avion et entraîne donc également des pénalités en termes de masse et de coûts. Il existe donc un besoin d'optimisation de la conception des turbomachines à hélices, vis-à-vis de la gestion du risque UERF. EXPOSÉ DE L'INVENTION Pour répondre au moins partiellement à ce besoin, l'invention a tout d'abord pour objet une partie d'aéronef comprenant un fuselage définissant un compartiment pressurisé, de préférence une cabine passagers, ainsi qu'au moins une turbomachine accrochée au fuselage par le biais d'un mât d'accrochage, ladite turbomachine comprenant au moins une hélice destinée à être entraînée en rotation selon un axe de rotation d'hélice et comportant des pales à calage variable, chaque pale comprenant un pied et une partie aérodynamique. Selon l'invention, l'hélice comporte de plus une structure de rétention radiale de pales en cas d'éclatement de celles-ci, ladite structure de rétention s'étendant autour de l'axe de rotation d'hélice et étant raccordée à l'extrémité radiale externe de la partie aérodynamique de chaque pale par le biais d'une liaison mécanique permettant un pivotement selon un axe de calage de la pale, et l'hélice est agencée dans un plan fictif transversal traversant ledit compartiment pressurisé. En intégrant judicieusement la structure de rétention de pales à l'hélice, l'invention est remarquable en ce qu'elle permet un gain de masse et de coûts. En effet, les éventuels débris de pale étant retenus radialement par la structure dédiée, il n'est pas nécessaire d'intégrer un bouclier sur le fuselage au droit de l'hélice, ni d'allonger inutilement la pointe arrière de l'avion lorsque les turbomachines à hélices sont rapportées sur cette pointe. En outre, le risque d'endommagement d'une turbomachine voisine par des débris de pale sont réduits à néants, toujours en raison de la retenue radiale de ces éventuels débris par la structure spécifique à l'invention. L'invention présente de préférence au moins l'une des caractéristiques optionnelles suivantes, prises isolément ou en combinaison. Selon un premier mode de réalisation préféré, ladite liaison mécanique comprend un pion solidaire de la structure de rétention et s'étendant selon l'axe de calage de la pale associée, ledit pion étant logé pivotant dans un orifice de l'extrémité radiale externe de la partie aérodynamique de la pale. Selon un second mode de réalisation préféré, ladite liaison mécanique comprend un pion solidaire de l'extrémité radiale externe de la partie aérodynamique de la pale associée, ledit pion s'étendant selon l'axe de calage de la pale et logé pivotant dans un orifice de la structure de rétention. Dans ce cas de figure, la structure de rétention comporte alors de préférence deux parties axiales rapportées fixement l'une sur l'autre, chacune des deux parties axiales définissant la moitié de chacun des orifices. Il est également possible de prévoir que les deux parties axiales soient chacune réalisées à l'aide de plusieurs secteurs angulaires rapportés fixement les uns sur les autres, et que les secteurs angulaires de l'une des deux parties axiales soient décalés angulairement des secteurs angulaires de l'autre partie axiale. De préférence, la structure de rétention est une structure s'étendant de manière continue autour de l'axe de rotation d'hélice, c'est-à-dire de manière fermée, sans discontinuité, et cette structure de rétention est par exemple réalisée à partir de plusieurs parties fixées les unes aux autres. De préférence, la structure de rétention est de forme générale annulaire, avec une demi-section axiale en forme de profil aérodynamique. De préférence, ladite turbomachine comprend deux hélices contrarotatives, chacune agencée dans un plan fictif transversal traversant ledit compartiment pressurisé. De préférence, ladite turbomachine est accrochée sur une partie arrière du fuselage par le biais du mât d'accrochage situé devant ou derrière le fond étanche délimitant un compartiment passagers de l'aéronef. Enfin, l'invention a pour objet un aéronef comportant une telle partie. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront dans la description détaillée non limitative ci-dessous. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS L'invention pourra être mieux comprise à la lecture de la description détaillée qui va suivre, d'exemples de mise en oeuvre non limitatifs de celle-ci, ainsi qu'a l'examen des dessins annexés parmi lesquels ; - la figure 1 représente une vue de dessus d'un aéronef comprenant une partie arrière selon un mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure la est une vue en coupe prise le long de la ligne A-A de la figure 1; - la figure lb est une vue similaire à celle de la figure la, selon une alternative de réalisation ; - la figure 2 représente une vue de face d'une hélice de turbomachine équipant la partie arrière montrée sur les figures précédentes ; - la figure 3 représente une vue en demi-coupe axiale de l'hélice montrée sur la figure précédente, selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure 4 représente une vue de dessus de celle de la figure précédente ; - la figure 5 représente une vue analogue à celle de la figure 3, après un éclatement de pale ; - la figure 6 est une vue en demi-coupe axiale représentant un exemple détaillé pour la réalisation de la structure de rétention de pale équipant l'hélice ; - la figure 7 est une vue similaire à celle de la figure 3, avec l'hélice se présentant sous la forme d'un second mode de réalisation préféré de l'invention ; - la figure 8 représente une vue de dessus de celle de la figure précédente ; - la figure 9 représente une vue similaire à la précédente, selon une alternative de réalisation ; - la figure 10 représente une vue similaire à celle de la figure 1, avec les turbomachines à hélices agencées différemment sur le fuselage de l'aéronef ; et - la figure 10a est une vue en coupe prise le long de la ligne A-A de la figure 10. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS En référence aux figures 1 et la, il est montré une partie arrière la d'un avion 1 du type avion commercial, conforme à la présente invention. De manière classique, la partie arrière la comporte un fuselage 4, un empennage vertical 6 également dit « dérive verticale », et deux empennages horizontaux 7. Elle comporte aussi un fond étanche 14 permettant de séparer, selon la direction longitudinale de l'avion, un compartiment pressurisé 16 formant une cabine passagers, d'un compartiment arrière non pressurisé 17. A cet égard, il est noté que dans la description, les termes « avant» et « arrière » sont à considérer selon une direction d'avancement 3 de l'avion, suite à la poussée exercée par les turbomachines. Les deux compartiments 16, 17 sont bien évidemment délimités par le fuselage 4. La partie arrière la est également équipée de deux turbomachines à hélices 10, rapportées latéralement sur le fuselage 4 via des mâts d'accrochage 13 conventionnels. Les deux turbomachines 10 présentent chacune un récepteur à doublet d'hélices contrarotatives, à la façon des turbomachines dites à soufflantes non-carénées, également dites à « open rotor ». Cependant, comme cela apparaitra clairement dans ce qui suit, les hélices ont ici la particularité de comprendre chacune une structure de rétention radiale de pale qui forme un bouclier autour des pales de l'hélice. En fonctionnement, ce bouclier tourne avec le reste de l'hélice selon un axe de rotation 18 de l'hélice. Dans cette configuration au sein de laquelle les turbomachines 10 sont agencées sur la partie arrière du fuselage 4, les deux hélices contrarotatives 20 sont chacune agencées dans un plan fictif transversal Pl, traversant le compartiment pressurisé 17 et la partie du fuselage 4a située devant le fond étanche 14. Les deux plans d'hélice P1 associés à chaque turbomachine 10 sont donc agencés transversalement l'un derrière l'autre, tout en restant au-devant du fond étanche 14. Cela ne génère pas de problème vis-à-vis du risque UERF, car la structure de rétention de pale, qui sera décrite ultérieurement, évite la projection de débris de pale vers le fuselage et vers l'autre turbomachine 10. Cela permet notamment de raccourcir la longueur du compartiment non pressurisé 17, avec un gain de masse notable qui découle également du fait qu'aucun bouclier de protection n'est nécessaire sur le fuselage, sur et à proximité des plans Pl. Par ailleurs, il est noté que chaque turbomachine 10 est conçue en configuration dite « puller », dont la particularité réside dans le fait que le doublet d'hélices contrarotatives est situé en avant d'un générateur de gaz 22 de la turbomachine, entraînant le doublet d'hélices. Le générateur de gaz 22 se situe quant à lui globalement en arrière du fond étanche 14, puisqu'il existe au moins un plan fictif transversal A-A traversant la partie du fuselage 4b située derrière le fond étanche 14. Conventionnellement, cette partie 4b du fuselage située derrière le fond étanche 14 est dénommée queue ou pointe arrière de l'aéronef. Dans la configuration de la figure la, les turbomachines 10 agencées de part et d'autre du fuselage 4 sont raccordées à ce dernier par des mâts 13 qui sont assemblés latéralement sur ce même fuselage. Une poutre 15 reliant ces deux mâts 13 traverse le compartiment non pressurisé 17. Dans une autre configuration montrée sur la figure lb, les deux turbomachines 10 sont montées en partie supérieure du fuselage 4b, par le biais d'une poutre de liaison 15 qui ne traverse plus le compartiment 17, mais qui est assemblée sur cette partie supérieure du fuselage. D'ailleurs, dans cette configuration, la poutre 15 et les deux mâts 13 peuvent être réalisés à l'aide d'une même et unique structure, de préférence droite. En référence à présent aux figures 2 à 4, il est représenté l'une des hélices 20 selon un premier mode de réalisation préféré de l'invention. Les autres hélices des turbomachines précitées sont de conception identique ou similaire. L'hélice 20, destinée à être mise en rotation selon l'axe 18, comporte un moyeu 26 à partir duquel s'étendent radialement une pluralité de pales 28, espacées angulairement les unes des autres. De manière conventionnelle, ces pales sont à calage variable, c'est-à-dire que chacune d'elles peut être pivotée selon un axe de calage qui lui est propre. Cet axe de calage est identifié par la référence numérique 30 sur les figures 3 et 4. Les moyens pour commander le calage des pales sont conventionnels, et ne seront donc pas davantage décrits. Ces moyens coopèrent généralement avec un pied 28a de la pale qui est logé dans le moyeu de l'hélice, et à partir duquel s'étend une partie aérodynamique 28b de la pale. Comme évoqué précédemment, l'une des particularités de l'invention réside dans le fait que l'hélice comporte de plus une structure 34 de rétention radiale de pales, en cas d'éclatement de celles-ci. La structure de rétention 34 est globalement annulaire, s'étendant autour de l'axe de rotation d'hélice 18. En demi-section axiale, la structure 34 présente une forme de profil aérodynamique, comme cela est le mieux visible sur la figure 3. En d'autres termes, il s'agit d'une structure fermée présentant deux surfaces, à savoir une surface d'extrados et une surface d'intrados reliées entre elles au niveau d'un bord d'attaque et au niveau d'un bord de fuite. La structure annulaire 34 entoure les pales 28, puisqu'elle est raccordée à l'extrémité radiale externe de la partie aérodynamique 28b de chaque pale 28. Ce raccordement s'effectue par le biais d'une liaison mécanique 36 permettant un pivotement selon l'axe de calage de la pale 30. Dans ce premier mode de réalisation préféré, la liaison mécanique 36 comprend un pion 38 solidaire de la structure de rétention 34, et s'étendant radialement vers l'intérieur selon l'axe de calage 30. Le pion 38, en saillie de la structure de rétention 34, est logé pivotant dans un orifice 40 de l'extrémité radiale externe de la partie aérodynamique 28b de la pale. Comme cela est visible sur la figure 3, l'orifice 40 débouche radialement vers l'extérieur, en regard de la surface d'intrados de la structure de rétention 34. Alternativement, dans ce premier mode de réalisation préféré, le pion 38 rapporté sur la structure de rétention 34 peut ne pas être solidaire de celle-ci, mais monté pivotant sur cette même structure 34. Pour l'assemblage de l'hélice, la structure annulaire de rétention 34 est glissée axialement autour des pales 28 montée sur le moyeu 26, puis les pions 38 sont montés sur cette structure 34 depuis l'extérieur de celle-ci, en étant introduit dans les orifices 40 des pales. En cas d'éclatement de pale tel que cela est schématisé sur la figure 5, il est généré un débris de pale 28' se situant radialement vers l'extérieur par rapport à la rupture 42. Ce débris 28' est avantageusement retenu radialement par la structure annulaire 34, ce qui implique que ce débris ne peut être éjecté de l'hélice dans cette direction radiale. Tout au plus, le débris de pale 28' peut s'extraire du pion 38 et être évacué axialement en dehors de l'hélice, mais préférentiellement, celle-ci est conçue de sorte qu'après la rupture, le débris 28' reste en place grâce au pion 38. A titre d'exemple illustratif, il est montré sur la figure 6 une possibilité de réalisation de la structure annulaire de rétention 34, en forme de profil aérodynamique. Il est tout d'abord prévu une âme 46 en fibres à haute résistance mécanique. Cette âme est la partie destinée à loger le pion 38. Une structure de renforcement 48 s'étend autour de l'âme 46, sauf au niveau d'un longeron avant de celle-ci. En effet, la structure de renforcement 48 s'étend jusqu'au bord d'attaque du profil, et est recouvert à cet endroit par un clinquant de matière 50 pour la résistance à la corrosion. Une peau 52 entoure l'ensemble en cheminant tout le long du profil, dont les parties restantes sont comblées par un matériau de remplissage 54 à faible densité, par exemple de la mousse. En référence à présent aux figures 7 et 8, il est montré un second mode de réalisation préféré de l'hélice 20. Ce second mode diffère du premier mode en ce que les composants de la liaison mécanique 36 sont inversés, puisque le pion 38 est à présent solidaire de l'extrémité radiale externe de la partie aérodynamique 28b de la pale. Aussi, ce pion qui s'étend selon l'axe de calage 30 est logé pivotant dans un orifice 40 de la structure de rétention 34, cet orifice étant traversant ou débouchant radialement vers l'intérieur. Pour faciliter l'assemblage des composants de l'hélice, en particulier sa structure annulaire de rétention 34, celle-ci est fabriquée en deux parties axiales 34a, 34a rapportées fixement l'une sur l'autre par des moyens conventionnels, par exemple à l'aide de soudures. Chaque partie axiale 34a définit alors la moitié de chacun des orifices 40. Ainsi, pour l'assemblage, les deux parties 34a, 34a sont glissées axialement l'une vers l'autre en étant centrées sur l'axe de rotation 18, de manière à ce que chaque pion 38 déjà en place sur les pales 28 soit entouré de part et d'autre de deux demi-orifices 40, respectivement. Selon une alternative de réalisation schématisée sur la figure 9, chaque partie axiale 34a est réalisée à l'aide de plusieurs secteurs angulaires 34' rapportés fixement les uns sur les autres, également de façon conventionnelle, par exemple à l'aide de soudures. De plus, il est préférentiellement fait en sorte d'avoir une disposition de type en quinconce entre les secteurs 34' de la partie avant 34a, et les secteurs 34' de la partie arrière 34a. En d'autres termes, les secteurs angulaires 34' de la partie axiale avant 34a sont décalés a ngulairement des secteurs angulaires 34' de la partie axiale arrière 34a, la longueur du décalage angulaire correspondant à une demi-longueur de secteur 34'. Enfin, sur les figures 10 et 10a, il est représenté une autre configuration de l'invention dans laquelle les turbomachines 10 à hélices sont agencées plus en avant que dans les configurations précédentes, toujours en étant disposées de part et d'autre du fuselage. Les mâts 13 sont ici assemblés au niveau de la partie 4a du fuselage délimitant la cabine passagers 16, et non plus au niveau de la partie 4b formant la pointe arrière de l'avion. Les mâts 13 sont par conséquent agencés en avant par rapport au fond étanche 14. Aussi, pour éviter d'endommager le fuselage au niveau du compartiment pressurisé 16, la poutre de liaison 15 est assemblée sur la partie supérieure de ce fuselage 4a délimitant la cabine. Dans cette configuration, le générateur de gaz 22 se situe quant à lui également devant le fond étanche 14, puisque tout plan fictif transversal A-A de ce générateur de gaz 22 traverse la partie du fuselage 4a située à l'avant par rapport au fond étanche 14. Dans cette configuration des figures 10 et 10a, la conception des hélices 20 est identique ou similaire à celle décrite ci-dessus. Quel que soit le mode de réalisation envisagé, outre les avantages principaux décrits ci-dessus, la structure de rétention confère les avantages additionnels suivants. Tout d'abord, en cas d'éclatement de pale, il est noté que la retenue du débris permet de limiter le niveau de vibrations après cet éclatement, car le balourd qui en découle est plus faible. Cela permet d'améliorer la sécurité de la phase ultérieure de rotation de l'hélice, sans avoir à mettre en oeuvre des moyens lourds et coûteux dédiés à la gestion de cette problématique de vibrations, comme des attaches souples connues sous l'appellation anglaise « soft engine mount ». La structure de rétention limite également les risques liés aux impacts de la glace qui est susceptible de s'accréter sur les pales, en glissant le long de celles-ci. En effet, la glace est également retenue radialement par la structure spécifique à l'invention. Cette structure de rétention radiale de pale peut également être fonctionnalisée pour assurer l'équilibrage des pales, par exemple à l'aide de masses réglables coulissantes agencées sur le bord de fuite de cette structure annulaire. 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.20 REVENDICATIONS1. Partie d'aéronef (1a) comprenant un fuselage (4) définissant un compartiment pressurisé (16), de préférence une cabine passagers, ainsi qu'au moins une turbomachine (10) accrochée au fuselage par le biais d'un mât d'accrochage (13), ladite turbomachine comprenant au moins une hélice (20) destinée à être entraînée en rotation selon un axe de rotation d'hélice (18) et comportant des pales (28) à calage variable, chaque pale comprenant un pied (28a) et une partie aérodynamique (28b), caractérisée en ce que l'hélice (20) comporte de plus une structure (34) de rétention radiale de pales en cas d'éclatement de celles-ci, ladite structure de rétention (34) s'étendant autour de l'axe de rotation d'hélice (18) et étant raccordée à l'extrémité radiale externe de la partie aérodynamique (28b) de chaque pale par le biais d'une liaison mécanique (36) permettant un pivotement selon un axe de calage (30) de la pale (28), et en ce que ladite hélice (20) est agencée dans un plan fictif transversal (P1) traversant ledit compartiment pressurisé (16). 2. Partie d'aéronef selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite liaison mécanique (36) comprend un pion (38) solidaire de la structure de rétention (34) et s'étendant selon l'axe de calage (30) de la pale associée, ledit pion (38) étant logé pivotant dans un orifice (40) de l'extrémité radiale externe de la partie aérodynamique (28b) de la pale (28). 3. Partie d'aéronef selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite liaison mécanique (36) comprend un pion (38) solidaire de l'extrémité radiale externe de la partie aérodynamique (28b) de la pale associée (28), ledit pion (38) s'étendant selon l'axe de calage (30) de la pale et logé pivotant dans un orifice (40) de la structure de rétention (34). 4. Partie d'aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la structure de rétention (34) est une structures'étendant de manière continue autour de l'axe de rotation d'hélice (18), et de préférence réalisée à partir de plusieurs parties fixées les unes aux autres. 5. Partie d'aéronef selon la revendication 3 combinée à la revendication 4, caractérisée en ce que la structure de rétention (34) comporte deux parties axiales (34a, 34a) rapportées fixement l'une sur l'autre, chacune des deux parties axiales définissant la moitié de chacun des orifices (40). 6. Partie d'aéronef selon la revendication 5, caractérisée en ce que les deux parties axiales (34a, 34a) sont chacune réalisées à l'aide de plusieurs secteurs angulaires (34') rapportés fixement les uns sur les autres, et en ce que les secteurs angulaires (34') de l'une des deux parties axiales sont décalés a ngulairement des secteurs angulaires (34') de l'autre partie axiale. 7. Partie d'aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la structure de rétention (34) est de forme générale annulaire, avec une demi-section axiale en forme de profil aérodynamique. 8. Partie d'aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que ladite turbomachine (10) comprend deux hélices contrarotatives (20, 20), chacune agencée dans un plan fictif transversal (P1) traversant ledit compartiment pressurisé (16). 9. Partie d'aéronef selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que ladite turbomachine (10) est accrochée sur une partie arrière du fuselage (4) par le biais du mât d'accrochage (13). 10. Aéronef (1) comportant une partie (1a) selon l'une quelconque des revendications précédentes.30