FR 3123884 A1 20221216 FR 2106337 A 20210615 L’invention concerne un système (40) de changement de pas des pales d’une hélice d’une turbomachine, chaque pale (25) étant montée pivotante suivant un axe de calage (A), le système comportant un moyen de commande et un mécanisme de liaison (50) reliant le moyen de commande à chaque pale de l’hélice, le mécanisme de liaison comportant pour chaque pale de l’hélice : - une biellette (54) ayant une première extrémité (56) reliée au moyen de commande ; et - un excentrique (55) ayant une première extrémité (62) reliée à la pale pour l’entrainer en rotation autour de son axe de calage (A) et une deuxième extrémité (59) formant chape (60) reliée à une deuxième extrémité (58) de la biellette par une liaison pivot ; caractérisé en ce que la chape (60) de l’excentrique est orientée vers l’axe de calage (A) de la pale. Figure pour l'abrégé : Figure 5 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 (connues sous l’acronyme anglais USF pour « Unducted Single Fan »). Un turbomoteur de type open rotor comprend principalement, à l’intérieur d’une nacelle cylindrique fixe portée 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 deux hélices coaxiales et contrarotatives, respectivement amont et aval qui sont entraînées, en rotation inverse l'une de l'autre, par une turbine, notamment basse pression, de la partie générateur de gaz via un réducteur, par exemple, à trains épicycloïdaux. Les hélices s’étendent sensiblement radialement vis-à-vis de l’arbre de transmission d’axe longitudinal à l’extérieur de la nacelle. De manière générale, chaque hélice comprend un carter rotatif sensiblement cylindrique portant un moyeu à anneau polygonal extérieur reçu de façon rotative autour de l’axe longitudinal dans la nacelle fixe. Le moyeu comporte des logements 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 des pales sont reçus dans les logements des anneaux polygonaux et traversent également des passages radiaux du carter cylindrique. Pour permettre le fonctionnement optimal du turbomoteur 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, 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 de « reverse » pour laquelle les pales dépassent par exemple de 30° le plan transversal à l'axe du turbomoteur (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 de changement de pas des pales d’une hélice comporte un moyen de commande et un mécanisme de liaison 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 turbomoteurs du type « open rotor » ou autres. Par exemple, on connaît par le document FR 2 908 451, un turbomoteur 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 de système de changement de pas des pales d’une hélice est illustré sur la . Dans cet exemple, la tige du vérin est dans sa position sortie correspondant à la position drapeau des pales. Les figures 2 et 3 représentent plus en détails on mécanisme de liaison en perspective ( ) et en coupe ( ) selon l’axe longitudinal du turbomoteur. Le mécanisme de liaison 1 comporte des bielles 2 articulées réparties autour du vérin annulaire 3 et reliées d’un côté au piston 4 et de l’autre côté aux arbres 5 radiaux solidaires respectivement 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 2 comporte une biellette 6 et un excentrique 7. Une extrémité de la biellette 6 est reliée au piston 4 et l’autre extrémité est reliée à une extrémité de l’excentrique 7 via une chape 8 tandis que l’autre extrémité de l’excentrique est reliée aux arbres 5 radiaux solidaires respectivement des pieds des pales de l’hélice. La chape 8 permet de relier la biellette 6 à l’excentrique 7 par une liaison pivot d’axe X parallèle à l’axe radial de calage A de la pale associée. La chape 8 a une forme en U destinée à recevoir l’axe X pour réaliser la liaison pivot. Elle est orientée vers l’extérieur de l’axe de calage. En d’autres termes, la chape comporte deux bras reliés par une portion centrale plus proche de l’axe de calage que la portion ouverte définie entre les extrémités libres des deux bras. La liaison des biellettes aux excentriques permet de transformer le mouvement de translation du vérin en mouvement de rotation de la pale par un effet de bras de levier pour transmettre le couple nécessaire aux pales de l’hélice et ainsi les entraîner en rotation. Cependant, l’angle maximum, noté α, de rotation de l’excentrique (correspondant à la position drapeau des pales) est donc limité par le jeu résiduel, noté J, de proximité de l’usinage de la chape tel que schématisé sur la . 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 la chape permet d’optimiser l’étendue de la trajectoire angulaire de l’excentrique afin d’optimiser axialement l’encombrement de la commande cinématique d’une hélice. À cet effet, l’invention concerne un système de changement de pas des pales d’une hélice d’une turbomachine, chaque pale étant montée pivotante suivant un axe de calage, le système comportant un moyen de commande et un mécanisme de liaison reliant le moyen de commande à chaque pale de l’hélice, le mécanisme de liaison comportant pour chaque pale de l’hélice : une biellette ayant une première extrémité reliée au moyen de commande ; et un excentrique ayant une première extrémité reliée à la pale pour l’entrainer en rotation autour de son axe de calage et une deuxième extrémité formant chape reliée à une deuxième extrémité de la biellette par une liaison pivot. Selon l’invention, la chape de l’excentrique est orientée vers l’axe de calage de la pale. Ainsi, grâce à une telle orientation de la chape de l’excentrique, également appelée chape interne dans la suite, la trajectoire de débattement de la commande cinématique par biellette est augmentée. En effet, elle permet de déplacer le jeu tangentiel de la liaison biellette / excentrique de manière à ne plus contraindre le débattement de l’excentrique. Ce type de liaison permet de conserver l’intégralité de la trajectoire angulaire sans être bloqué par une potentielle interférence au niveau de la liaison biellette / excentrique. Avantageusement, l’excentrique peut présenter une courbure orientée vers la biellette afin de réduire encore l’angle minimum possible de rotation de l’excentrique. De même, une courbure de la biellette orientée vers l’axe de calage permettrait également de réduire cet angle minimum possible en augmentant le jeu tangentiel. L’invention concerne également une turbomachine pour aéronef comportant au moins une hélice munie de pales et un système de changement de pas des pales tel que décrit précédemment. La turbomachine peut être du type « open rotor », c’est-à-dire dans laquelle l’hélice est non carénée. L’invention s’applique également aux turbomachines du type USF, c’est-à-dire ayant 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 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, représente une vue en coupe radiale du mécanisme de liaison équipant le système de changement de pas de la ; la représente schématiquement en coupe axiale un exemple de turbomachine à système de changement de pas des pales d’une hélice conforme à l’invention ; la représente une vue en perspective d’un mécanisme de liaison équipant un système de changement de pas selon l’invention ; la représente une vue de dessus du mécanisme de liaison de la ; la illustre une vue de dessus de la cinématique de fonctionnement d’un mécanisme de liaison selon l’invention entre les deux positions extrêmes pour un turbomoteur de type « open rotor » ; - les figures 8A et 8B illustrent la cinématique de fonctionnement d’un mécanisme de liaison selon l’invention entre les deux positions extrêmes pour un turbomoteur de type USF ; et la illustre un autre mode de réalisation d’un mécanisme de liaison selon l’invention pour un turbomoteur de type « open rotor ». Les éléments ayant les mêmes fonctions dans les différentes mises en œuvre ont les mêmes références dans les figures. Système (40) de changement de pas des pales d’une hélice d’une turbomachine, chaque pale (25) étant montée pivotante suivant un axe de calage (A), le système comportant un moyen de commande et un mécanisme de liaison (50) reliant le moyen de commande à chaque pale de l’hélice, le mécanisme de liaison comportant pour chaque pale de l’hélice : - une biellette (54) ayant une première extrémité (56) reliée au moyen de commande ; et - un excentrique (55) ayant une première extrémité (62) reliée à la pale pour l’entrainer en rotation autour de son axe de calage (A) et une deuxième extrémité (59) formant chape (60) reliée à une deuxième extrémité (58) de la biellette par une liaison pivot ; caractérisé en ce que la chape (60) de l’excentrique est orientée vers l’axe de calage (A) de la pale. Système de changement de pas selon la revendication 1, dans lequel l’excentrique présente une courbure orientée vers la biellette. Système de changement de pas selon la revendication 1 ou 2, dans lequel la biellette présente une courbure orientée vers l’axe de calage. Turbomachine pour aéronef comportant au moins une hélice munie de pales et un système de changement de pas des pales selon l’une des revendications précédentes. Turbomachine selon la revendication précédente, dans laquelle l’hélice est non carénée. Turbomachine selon la revendication précédente, comportant un redresseur comprenant plusieurs aubes de stator.