FR3159371A1

FR3159371A1 - UNDUCTED AIRCRAFT PROPELLER

Info

Publication number: FR3159371A1
Application number: FR2401500A
Authority: FR
Inventors: David Jacques Georges VANPOUILLE; Fernando GEA AGUILERA; Vivien Mickaël COURTIER; Guillaume Claude Robert BELMON; Myriam Amanda QUARANTA; Julien Michel TAMIZIER
Original assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2024-02-15
Filing date: 2024-02-15
Publication date: 2025-08-22
Also published as: WO2025172659A1

Abstract

Le propulseur aéronautique non-caréné comporte une hélice s’étendant autour d’un axe principal et comportant au moins une pale rotorique à calage variable autour d’un axe de calage rotorique, chaque pale rotorique à calage variable. Au moins une pale rotorique à calage variable présente un facteur d’activité compris entre 145 et 230, de préférence entre 155 et 205, et sa position relative d’épaisseur maximale (x°_EPmax) est maximale à une hauteur relative (h°) inférieur à 40%, de préférence inférieure à 30%, de préférence encore inférieur à 20%. Figure pour l’abrégé : Fig. 5 The unducted aeronautical thruster comprises a propeller extending around a main axis and comprising at least one variable-pitch rotor blade around a rotor pitch axis, each variable-pitch rotor blade. At least one variable-pitch rotor blade has an activity factor of between 145 and 230, preferably between 155 and 205, and its maximum relative thickness position (x°_EPmax) is at its maximum at a relative height (h°) of less than 40%, preferably less than 30%, and more preferably less than 20%. For abstract purposes: Fig. 5

Description

UNDUCTED AIRCRAFT PROPELLER

Technical field of the invention

La présente invention concerne un propulseur aéronautique non-caréné d’un aéronef.The present invention relates to an unducted aeronautical propeller of an aircraft.

Technological background

Les pales d’une hélice (également appelée « propeller », « open fan » ou « open rotor » en anglais) de propulseur aéronautique non-caréné peuvent être soumises à un écoulement amont qui n’est pas uniforme et parallèle à l’axe moteur, il s’agit d’un vol dit en incidence, se produisant en particulier lors des phases de décollage ou d’atterrissage de l’aéronef et/ou avec un vent de travers. Par exemple, lorsque le propulseur aéronautique est installé sous aile, la présence de l’aile peut induire un écoulement ascendant au niveau de l’hélice ce qui augmente l’incidence de l’écoulement perçu par les pales de l’hélice. Dans ce cas, des forces et des moments accrus apparaissent dans le plan hélice. Ces forces et ces moments sont appelés « efforts 1P » (ou « 1P loads » ou « p-factor » en anglais) et peuvent être dimensionnants d’un point de vue mécanique.The blades of a propeller (also called "propeller", "open fan" or "open rotor" in English) of an unducted aeronautical propeller may be subjected to an upstream flow that is not uniform and parallel to the engine axis, this is a so-called incidence flight, occurring in particular during the takeoff or landing phases of the aircraft and/or with a crosswind. For example, when the aeronautical propeller is installed under the wing, the presence of the wing can induce an upward flow at the propeller level, which increases the incidence of the flow perceived by the propeller blades. In this case, increased forces and moments appear in the propeller plane. These forces and moments are called "1P loads" (or "p-factor" in English) and can be dimensioning from a mechanical point of view.

En incidence, l’hélice ne fournit pas uniquement un effort de traction, elle fournit également des efforts et des moments verticaux et latéraux qui peuvent dans certains cas atteindre la même valeur que la traction. Ces efforts sont instationnaires et dépendent de la position azimutale autour de l’axe principal de la pale considérée. Lorsque le propulseur aéronautique est installé sous aile, la pale de l’hélice descendante (pale à 3 heure dans le cas d’une hélice tournant dans le sens horaire vue de l’avant) voit une augmentation d’incidence et est donc soumise à des efforts accrus contrairement à la pale montante (à 9 heure dans le cas d’une hélice tournant dans le sens horaire vue de l’avant) sur laquelle s’exercent des efforts réduits. Par conséquent, sur un tour moteur, une même pale hélice est soumise à des efforts variables dépendants de sa position azimutale.At incidence, the propeller not only provides a tractive force, it also provides vertical and lateral forces and moments which can in some cases reach the same value as the traction. These forces are unsteady and depend on the azimuthal position around the main axis of the blade in question. When the aeronautical propeller is installed under the wing, the descending propeller blade (blade at 3 o'clock in the case of a clockwise propeller seen from the front) sees an increase in incidence and is therefore subjected to increased forces unlike the ascending blade (at 9 o'clock in the case of a clockwise propeller seen from the front) on which reduced forces are exerted. Consequently, over an engine revolution, the same propeller blade is subjected to variable forces depending on its azimuthal position.

Le propulseur aéronautique peut également présenter un stator (ou une hélice) situé en aval de l’hélice et dont les pales pourront également subir une incidence variable selon leur position azimutale.The aeronautical propeller can also have a stator (or a propeller) located downstream of the propeller and whose blades can also undergo a variable incidence depending on their azimuthal position.

Il est également possible d’envisager un cas d’application USF (hélice amont – stator aval) ou CROR (hélice amont – hélice aval). Le cas d’une hélice rapide (sans rangée de pales aval) peut être également compatible avec l’invention. Par hélice rapide, on entend une hélice pouvant voler à une vitesse supérieure à M=0.7 en CR.It is also possible to consider a USF (upstream propeller – downstream stator) or CROR (upstream propeller – downstream propeller) application case. The case of a fast propeller (without downstream row of blades) can also be compatible with the invention. By fast propeller, we mean a propeller capable of flying at a speed greater than M=0.7 in CR.

L’intérêt d’un stator aval ou hélice aval est de récupérer la giration de l’écoulement induit par l’hélice amont ce qui permet d’améliorer le rendement du propulseur aéronautique. Il est aussi à noter que l’incidence amont (incidence avion ou induit par l’installation – voilure, mât, …) n’est pas totalement filtrée par l’hélice amont. En plus de la variation des efforts 1P, le stator aval ou l’hélice aval risque d’être soumis à des incidences différentes (dues à l’incidence de l’avion) en fonction de leur position azimutale.The advantage of a downstream stator or downstream propeller is to recover the gyration of the flow induced by the upstream propeller, which improves the efficiency of the aeronautical propeller. It should also be noted that the upstream incidence (aircraft incidence or induced by the installation – wings, mast, etc.) is not completely filtered by the upstream propeller. In addition to the variation in 1P forces, the downstream stator or the downstream propeller may be subjected to different incidences (due to the aircraft incidence) depending on their azimuthal position.

Or, en incidence élevée, il existe un risque de décollement du flux d’air, c’est-à-dire un risque le flux d’air se sépare de l’extrados ou de l’intrados. Par exemple, ces décollements du flux peuvent arriver sur l’extrados et entre la mi-envergure et l’extrémité libre d’une pale d’hélice avec une charge aérodynamique élevée lors du décollage et/ou d’une phase de vol à forte incidence ou forte poussée. Les décollements du flux au niveau des pales d’hélice et/ou de stator peuvent dégrader les performances du propulseur aéronautique ainsi que celles de l’aéronef (par exemple, si la voilure ou une surface portante de l’aéronef perçoit un écoulement décollé provenant des pales du propulseur aéronautique).However, at high incidence, there is a risk of airflow separation, i.e. a risk of the airflow separating from the upper or lower surface. For example, these flow separations can occur on the upper surface and between mid-span and the free end of a propeller blade with a high aerodynamic load during takeoff and/or a flight phase at high incidence or high thrust. Flow separations at the propeller and/or stator blades can degrade the performance of the aeronautical propeller as well as that of the aircraft (for example, if the wing or a lifting surface of the aircraft perceives a separated flow coming from the blades of the aeronautical propeller).

Il peut ainsi être souhaité de contrôler la tenue à l’incidence des pales de l’hélice (et/ou du stator), d’un point de vue mécanique, aérodynamique et acoustique.It may therefore be desirable to control the resistance to incidence of the propeller blades (and/or the stator), from a mechanical, aerodynamic and acoustic point of view.

Il est donc proposé un propulseur aéronautique non-caréné comportant une hélice s’étendant autour d’un axe principal et comportant au moins une pale rotorique à calage variable autour d’un axe de calage rotorique, chaque pale rotorique à calage variable présentant :

un bord d’attaque ;
un bord de fuite ;
un rayon interne au bord d’attaque par rapport à l’axe principal ;
un rayon externe au bord d’attaque par rapport à l’axe principal ;
un rayon interne au bord de fuite par rapport à l’axe principal ;
un rayon externe au bord de fuite par rapport à l’axe principal ;
à chaque hauteur relative par rapport à l’axe principal depuis le rayon interne jusqu’au rayon externe, au bord d’attaque et/ou au bord de fuite :
- une ligne de corde s’étendant dans un plan de coupe perpendiculaire à l’axe de calage rotorique ou perpendiculaire à la composante radiale de l’axe de calage et passant par la hauteur relative considérée et reliant le bord d’attaque au bord de fuite, et
- une épaisseur dans le plan de coupe variant selon une position relative le long de la ligne de corde depuis le bord d’attaque jusqu’au bord de fuite, cette épaisseur ayant un maximum à une position relative appelée position relative d’épaisseur maximale ;

caractérisé en ce qu’au moins une pale rotorique à calage variable présente un facteur d’activité compris entre 145 et 230, de préférence entre 155 et 205, et sa position relative d’épaisseur maximale est maximale à une hauteur relative inférieur à 40%, de préférence inférieure à 30%, de préférence encore inférieur à 20%.There is therefore proposed an unducted aeronautical propeller comprising a propeller extending around a main axis and comprising at least one variable-pitch rotor blade around a rotor pitch axis, each variable-pitch rotor blade having:

a leading edge;
a trailing edge;
an internal radius at the leading edge relative to the main axis;
an external radius at the leading edge relative to the main axis;
an internal radius at the trailing edge relative to the main axis;
an external radius at the trailing edge relative to the main axis;
at each relative height with respect to the main axis from the inner radius to the outer radius, the leading edge and/or the trailing edge:
- a chord line extending in a section plane perpendicular to the rotor pitch axis or perpendicular to the radial component of the pitch axis and passing through the relative height considered and connecting the leading edge to the trailing edge, and
- a thickness in the section plane varying according to a relative position along the chord line from the leading edge to the trailing edge, this thickness having a maximum at a relative position called the maximum thickness relative position;

characterized in that at least one variable-pitch rotor blade has an activity factor of between 145 and 230, preferably between 155 and 205, and its maximum relative thickness position is maximum at a relative height of less than 40%, preferably less than 30%, more preferably less than 20%.

L’invention peut en outre comporter l’une ou plusieurs des caractéristiques optionnelles suivantes, selon toute combinaison techniquement possible.The invention may further comprise one or more of the following optional features, in any technically possible combination.

De façon optionnelle, pour chaque pale rotorique à calage variable, la position relative d’épaisseur maximale diminue depuis une première hauteur relative comprise entre 20% et 40% jusqu’à une deuxième hauteur relative comprise entre 55% et 100% où la position relative d’épaisseur maximale vaut entre 15% et 35%, de préférence entre 20% et 30%.Optionally, for each variable-pitch rotor blade, the maximum relative thickness position decreases from a first relative height of between 20% and 40% to a second relative height of between 55% and 100% where the maximum relative thickness position is between 15% and 35%, preferably between 20% and 30%.

De façon optionnelle également, pour chaque pale rotorique à calage variable, la position relative d’épaisseur maximale est maximale à la hauteur relative la plus proche à 0%.Also optionally, for each variable pitch rotor blade, the maximum relative thickness position is maximum at the closest relative height to 0%.

De façon optionnelle également, pour chaque pale rotorique à calage variable, il y a au moins une hauteur relative présentant une position relative d’épaisseur maximale supérieure à 20%, de préférence supérieure à 25%, de préférence encore supérieure à 30%.Also optionally, for each variable pitch rotor blade, there is at least one relative height having a relative position of maximum thickness greater than 20%, preferably greater than 25%, more preferably greater than 30%.

De façon optionnelle également, pour chaque pale rotorique à calage variable, la position relative d’épaisseur maximale à la première hauteur relative vaut entre 20% et 40%, de préférence entre 25% et 35%, de préférence encore entre 26% et 32%.Also optionally, for each variable-pitch rotor blade, the relative position of maximum thickness at the first relative height is between 20% and 40%, preferably between 25% and 35%, more preferably between 26% and 32%.

De façon optionnelle également, pour chaque pale rotorique à calage variable, la position relative d’épaisseur maximale varie moins entre la hauteur relative la plus proche à 0% et la première hauteur relative, qu’entre la première hauteur relative et la deuxième hauteur relative.Also optionally, for each variable pitch rotor blade, the maximum thickness relative position varies less between the closest relative height to 0% and the first relative height, than between the first relative height and the second relative height.

De façon optionnelle également, pour chaque pale rotorique à calage variable, la position relative d’épaisseur maximale reste entre 10% et 40%, de préférence entre 15% et 35%, de préférence encore entre 20% et 34%, pour toutes les hauteurs relatives.Also optionally, for each variable pitch rotor blade, the maximum relative thickness position remains between 10% and 40%, preferably between 15% and 35%, more preferably between 20% and 34%, for all relative heights.

De façon optionnelle également, pour chaque pale rotorique à calage variable, la position relative d’épaisseur maximale est strictement décroissante de la hauteur relative de 0% à la hauteur relative de 100%.Also optionally, for each variable pitch rotor blade, the maximum thickness relative position is strictly decreasing from the relative height of 0% to the relative height of 100%.

De façon optionnelle également, pour chaque pale rotorique à calage variable, la position relative d’épaisseur maximale présente au moins un maximum et/ou un minimum local sur la hauteur relative.Also optionally, for each variable pitch rotor blade, the relative position of maximum thickness has at least one local maximum and/or minimum on the relative height.

De façon optionnelle également, chaque pale rotorique à calage variable présente, à chaque hauteur relative, d’une part, une corde définie comme la distance séparant le bord d’attaque du bord de fuite le long de la ligne de corde et, d’autre part, une épaisseur maximale normalisée définie comme l’épaisseur maximale divisée par la corde à la hauteur relative considérée, cette épaisseur maximale normalisée étant strictement décroissante de la hauteur relative la plus proche à 0% jusqu’à la hauteur relative de 60%, de préférence jusqu’à la hauteur relative de 70%.Also optionally, each variable-pitch rotor blade has, at each relative height, on the one hand, a chord defined as the distance separating the leading edge from the trailing edge along the chord line and, on the other hand, a normalized maximum thickness defined as the maximum thickness divided by the chord at the relative height considered, this normalized maximum thickness being strictly decreasing from the relative height closest to 0% up to the relative height of 60%, preferably up to the relative height of 70%.

De façon optionnelle également, pour chaque pale rotorique à calage variable, l’épaisseur maximale normalisée à la hauteur relative la plus proche à 0% est comprise entre 0,1 et 0,25, de préférence entre 0,13 et 0,2.Also optionally, for each variable pitch rotor blade, the maximum thickness normalized to the closest relative height to 0% is between 0.1 and 0.25, preferably between 0.13 and 0.2.

De façon optionnelle également, pour chaque pale rotorique à calage variable, l’épaisseur maximale normalisée à la hauteur relative la plus proche à 100% est comprise entre 0,02 et 0,048, de préférence entre 0,03 et 0,06.Also optionally, for each variable pitch rotor blade, the maximum thickness normalized to the closest relative height to 100% is between 0.02 and 0.048, preferably between 0.03 and 0.06.

De façon optionnelle également, pour chaque pale rotorique à calage variable, l’épaisseur maximale normalisée diminue depuis la hauteur relative la plus proche à 0% jusqu’à atteindre, à une hauteur relative comprise entre 25% et 50%, un quart de l’épaisseur maximale normalisée à la hauteur relative la plus proche à 0%.Also optionally, for each variable pitch rotor blade, the maximum normalized thickness decreases from the closest relative height to 0% until reaching, at a relative height between 25% and 50%, a quarter of the maximum normalized thickness at the closest relative height to 0%.

De façon optionnelle également, pour chaque pale rotorique à calage variable, l’épaisseur maximale normalisée est strictement décroissante de la hauteur relative la plus proche à 0% jusqu’à la hauteur relative la plus proche à 100%.Also optionally, for each variable pitch rotor blade, the maximum standardized thickness is strictly decreasing from the closest relative height to 0% to the closest relative height to 100%.

De façon optionnelle également, pour chaque pale rotorique à calage variable, l’épaisseur maximale normalisée augmente de la hauteur relative de 70%, de préférence de la hauteur relative de 80%, jusqu’à la hauteur relative de 100%.Also optionally, for each variable pitch rotor blade, the maximum standardized thickness increases from the relative height of 70%, preferably from the relative height of 80%, up to the relative height of 100%.

De façon optionnelle également, pour chaque pale rotorique à calage variable, l’épaisseur maximale normalisée à la hauteur relative la plus proche à 100% est inférieure ou égale à trois fois, de préférence deux fois et demie, de préférence encore deux fois, l’épaisseur maximale normalisée à la hauteur relative de 70%.Also optionally, for each variable pitch rotor blade, the maximum thickness normalized to the relative height closest to 100% is less than or equal to three times, preferably two and a half times, more preferably two times, the maximum thickness normalized to the relative height of 70%.

De façon optionnelle également, le propulseur aéronautique comporte en outre un carter externe et un redresseur fixe non-caréné monté sur le carter externe.Also optionally, the aeronautical thruster further comprises an external casing and a fixed, unducted rectifier mounted on the external casing.

Il est également proposé un aéronef comportant un propulseur aéronautique non-caréné selon l’invention.An aircraft comprising an unducted aeronautical propeller according to the invention is also proposed.

Brief description of the figures

L’invention sera mieux comprise à l’aide de la description qui va suivre, donnée uniquement à titre d’exemple et faite en se référant aux dessins annexés dans lesquels :

laFIG. 1est une vue en coupe transversale d’un propulseur aéronautique dans lequel l’invention peut être mise en œuvre,
laFIG. 2est une vue de côté d’une pale rotorique d’une hélice du propulseur aéronautique que laFIG. 1,
laFIG. 3est une vue en coupe de la pale rotorique de laFIG. 2,
laFIG. 4est une autre vue en coupe de la pale rotorique de laFIG. 2, couplée à un graphe illustrant l’évolution de l’épaisseur d’une coupe de la pale rotorique d’un bord d’attaque à un bord de fuite de cette dernière,
laFIG. 5est un graphe illustrant l’évolution d’une position relative d’épaisseur maximale en fonction d’une hauteur relative le long de la pale rotorique,
laFIG. 6est un graphe illustrant l’évolution d’une épaisseur maximale normalisée en fonction d’une hauteur relative le long de la pale rotorique,
laFIG. 7est une vue en coupe d’une pale rotorique avec une épaisseur maximale éloignée du bord d’attaque, et
laFIG. 8est une vue en coupe d’une pale rotorique avec une épaisseur maximale rapprochée du bord d’attaque.

The invention will be better understood with the aid of the following description, given solely by way of example and with reference to the appended drawings in which:

there FIG. 1 is a cross-sectional view of an aeronautical propeller in which the invention can be implemented,
there FIG. 2 is a side view of a rotor blade of a propeller of the aeronautical propeller that the FIG. 1 ,
there FIG. 3 is a sectional view of the rotor blade of the FIG. 2 ,
there FIG. 4 is another sectional view of the rotor blade of the FIG. 2 , coupled with a graph illustrating the evolution of the thickness of a section of the rotor blade from a leading edge to a trailing edge of the latter,
there FIG. 5 is a graph illustrating the evolution of a relative position of maximum thickness as a function of a relative height along the rotor blade,
there FIG. 6 is a graph illustrating the evolution of a normalized maximum thickness as a function of a relative height along the rotor blade,
there FIG. 7 is a sectional view of a rotor blade with maximum thickness away from the leading edge, and
there FIG. 8 is a sectional view of a rotor blade with maximum thickness close to the leading edge.

Detailed description of the invention

En référence à laFIG. 1, un propulseur aéronautique 100 dans lequel l’invention est mise en œuvre va à présent être décrit.In reference to the FIG. 1 , an aeronautical thruster 100 in which the invention is implemented will now be described.

Le propulseur aéronautique 100 est non-caréné (par exemple de type « Unducted Single Fan » en anglais, également désigné par l’acronyme USF) et est conçu pour participer à la propulsion d’un aéronef. À ce stade, il est d’emblée précisé que la solution de l’invention s’applique à tout propulseur aéronautique (turbomachine, turboréacteur, turbopropulseur à hélices rapides, …) non-caréné et/ou de type « Contra Rotating Open Rotor » (également désigné par l’acronyme CROR) ou « Open Fan », dès lors qu’une partie de la problématique précitée n’est pas nécessairement spécifique au type de propulseur aéronautique précité.The aeronautical propeller 100 is unducted (for example of the “Unducted Single Fan” type in English, also designated by the acronym USF) and is designed to participate in the propulsion of an aircraft. At this stage, it is immediately specified that the solution of the invention applies to any aeronautical propeller (turbomachine, turbojet, turboprop with fast propellers, etc.) that is unducted and/or of the “Contra Rotating Open Rotor” (also designated by the acronym CROR) or “Open Fan” type, since part of the aforementioned problem is not necessarily specific to the aforementioned type of aeronautical propeller.

Le propulseur aéronautique 100 comporte tout d’abord un carter externe 102 et un moyeu 104 monté pivotant par rapport au carter externe 102 autour d’un axe principal X.The aeronautical propeller 100 firstly comprises an external casing 102 and a hub 104 pivotally mounted relative to the external casing 102 around a main axis X.

Par la suite, les termes « amont » et « aval » serviront à préciser la position relative des éléments du propulseur aéronautique 100 le long de l’axe principal X dans un sens d’écoulement d’un flux d’air PHI de l’avant vers l’arrière du propulseur aéronautique 100 et/ou de l’aéronef.Subsequently, the terms “upstream” and “downstream” will be used to specify the relative position of the elements of the aeronautical propeller 100 along the main axis X in a direction of flow of an air flow PHI from the front to the rear of the aeronautical propeller 100 and/or the aircraft.

Le moyeu 104 est ainsi par exemple situé en amont du carter externe 102.The hub 104 is thus, for example, located upstream of the external casing 102.

Le propulseur aéronautique 100 comporte en outre une hélice 106 qui est propulsive, non-carénée et montée sur le moyeu 104 afin d’être pivotante par rapport au carter externe 102 autour de l’axe principal X. L’hélice 106 est conçue pour entraîner le flux d’air PHI vers l’aval pour propulser l’aéronef vers l’avant en vol. L’hélice 106 comporte pour cela des pales rotoriques 108 (par exemple entre 3 et 25, de préférence entre 10 et 16) organisées par exemple en une unique rangée annulaire autour de l’axe principal X. Les pales rotoriques 108 peuvent être par exemple toutes identiques et espacées angulairement de manière régulière autour de l’axe principal X. Alternativement, un espacement angulaire non régulier pourrait être envisagé.The aeronautical thruster 100 further comprises a propeller 106 which is propulsive, unducted and mounted on the hub 104 so as to be pivotable relative to the external casing 102 around the main axis X. The propeller 106 is designed to drive the airflow PHI downstream to propel the aircraft forward in flight. For this purpose, the propeller 106 comprises rotor blades 108 (for example between 3 and 25, preferably between 10 and 16) organized for example in a single annular row around the main axis X. The rotor blades 108 may for example all be identical and angularly spaced regularly around the main axis X. Alternatively, a non-regular angular spacing could be envisaged.

Les pales rotoriques 108 peuvent être à calage variable, chacune autour d’un axe de calage rotorique Y radial respectif. La solution présentée peut couvrir les cas où :

l’axe de calage rotorique Y est perpendiculaire à l’axe principal X, c’est-à-dire qu’il peut faire un angle droit avec l’axe principal X ; Comme illustré sur laFIG. 1où l’axe de calage rotorique Y et l’axe principale X sont projetés sur un plan ou coupe du propulseur aéronautique contenant l’axe principal X,
l’axe de calage rotorique Y n’est pas perpendiculaire à l’axe principal X, c’est-à-dire qu’il est incliné ; Par exemple, si l’axe de changement de calage rotorique Y a une composante longitudinale (selon la direction de l’axe principale X) et une composante perpendiculaire à l’axe principal X.

The rotor blades 108 may be variable pitch, each around a respective radial rotor pitch axis Y. The solution presented may cover cases where:

the rotor pitch axis Y is perpendicular to the main axis X, i.e. it can make a right angle with the main axis X; As illustrated in the FIG. 1 where the rotor pitch axis Y and the main axis X are projected onto a plane or section of the aeronautical propeller containing the main axis X,
the rotor pitch axis Y is not perpendicular to the main axis X, i.e. it is inclined; For example, if the rotor pitch change axis Y has a longitudinal component (in the direction of the main axis X) and a component perpendicular to the main axis X.

Le propulseur aéronautique 100 comporte en outre un moteur 110 d’entraînement du moyeu 104, et donc de l’hélice 106 via le moyeu 104. Le moteur 110 s’étend par exemple dans le carter externe 102. Le moteur 110 est par exemple situé à l’aval de l’hélice 106. Un tel agencement est connu sous la désignation de « tracteur » (de l’anglais « puller »). Le moteur 110 comporte par exemple une turbomachine, et/ou (au moins) un turboréacteur, et/ou (au moins) une turbosoufflante, et/ou (au moins) un turbomoteur, comportant par exemple un générateur de gaz comprenant classiquement, de l’amont à l’aval, au moins un compresseur, au moins une chambre de combustion et au moins une turbine de puissance destinée à entraîner l’hélice 106. Alternativement, le moteur 110 peut comprendre (au moins) un moteur électrique, et/ou (au moins) un moteur à hydrogène, et/ou (au moins) un moteur hybride : thermique et/ou électrique et/ou à hydrogène.The aeronautical propeller 100 further comprises a motor 110 for driving the hub 104, and therefore the propeller 106 via the hub 104. The motor 110 extends, for example, into the external casing 102. The motor 110 is, for example, located downstream of the propeller 106. Such an arrangement is known as a “tractor” (from the English “puller”). The engine 110 comprises, for example, a turbomachine, and/or (at least) a turbojet, and/or (at least) a turbofan, and/or (at least) a turboshaft engine, comprising, for example, a gas generator conventionally comprising, from upstream to downstream, at least one compressor, at least one combustion chamber and at least one power turbine intended to drive the propeller 106. Alternatively, the engine 110 may comprise (at least) an electric motor, and/or (at least) a hydrogen engine, and/or (at least) a hybrid engine: thermal and/or electric and/or hydrogen.

Le propulseur aéronautique 100 comporte en outre un redresseur fixe 112 non-caréné et monté sur le carter externe 102, à l’aval de l’hélice 106. Le redresseur fixe 112 forme un stator fixé au carter externe 102 s’étendant autour de l’axe principal X, mais ne pouvant pas tourner autour de ce dernier. Le redresseur fixe 112 comporte des pales statoriques 114 organisées par exemple en une unique rangée annulaire autour de l’axe principal X. Par exemple, entre 3 et 25 pales statoriques 114, de préférence entre 8 et 14 pales statoriques 114, sont prévues. De préférence, le nombre de pales statoriques 114 est différent du nombre de pales rotoriques 108, afin de réduire le bruit du propulseur aéronautique 100. En particulier, le nombre de pales rotoriques 108 est supérieur au nombre de pales statoriques 114. En effet, dans le cas où le nombre de pales rotoriques 108 et le nombre de pales statoriques 114 seraient égaux, l’ensemble de sillages de l’hélice 106 pourrait interagir simultanément avec les pales statoriques 114, ce qui augmenterait les niveaux sonores. Les pales statoriques 114 peuvent être par exemple toutes identiques et espacées angulairement de manière régulière autour de l’axe principal X. Alternativement, les pales statoriques pourraient être différents et/ou espacées de manière non régulière dans la direction azimutale autour de l’axe principal X.The aeronautical thruster 100 further comprises a fixed rectifier 112 which is not shrouded and mounted on the external casing 102, downstream of the propeller 106. The fixed rectifier 112 forms a stator fixed to the external casing 102 extending around the main axis X, but which cannot rotate around the latter. The fixed rectifier 112 comprises stator blades 114 organized for example in a single annular row around the main axis X. For example, between 3 and 25 stator blades 114, preferably between 8 and 14 stator blades 114, are provided. Preferably, the number of stator blades 114 is different from the number of rotor blades 108, in order to reduce the noise of the aeronautical propeller 100. In particular, the number of rotor blades 108 is greater than the number of stator blades 114. Indeed, in the case where the number of rotor blades 108 and the number of stator blades 114 were equal, the set of wakes of the propeller 106 could interact simultaneously with the stator blades 114, which would increase the noise levels. The stator blades 114 may for example all be identical and spaced angularly in a regular manner around the main axis X. Alternatively, the stator blades could be different and/or spaced in a non-regular manner in the azimuthal direction around the main axis X.

Le redresseur fixe 112 est conçu pour redresser au moins une partie du flux d’air PHI traversant l’hélice 106, afin d’améliorer les performances du propulseur aéronautique 100. Plus précisément, le redresseur fixe 112 a pour but de reprendre la giration induite par l’hélice 106 afin d’améliorer les performances de la configuration non-carénée. Néanmoins, sa présence induit une source de bruit dominante résultant de l’interaction avec le sillage de l’hélice 106 (et le tourbillon de bout de pale lorsque la troncature des pales statoriques 114 n’est pas suffisante). Il convient donc de réduire les bruits générés par le redresseur fixe 114 et son interaction avec le sillage de l’hélice 106 tout en préservant une bonne performance aérodynamique, car la réduction des émissions sonores et de la consommation est un enjeu majeur pour les architectures moteur non-carénées.The fixed rectifier 112 is designed to straighten at least a portion of the PHI airflow passing through the propeller 106, in order to improve the performance of the aeronautical thruster 100. More specifically, the purpose of the fixed rectifier 112 is to take up the gyration induced by the propeller 106 in order to improve the performance of the unducted configuration. However, its presence induces a dominant noise source resulting from the interaction with the wake of the propeller 106 (and the blade tip vortex when the truncation of the stator blades 114 is not sufficient). It is therefore appropriate to reduce the noise generated by the fixed rectifier 114 and its interaction with the wake of the propeller 106 while preserving good aerodynamic performance, because the reduction of noise emissions and consumption is a major issue for unducted engine architectures.

Au moins une pale statorique 114 est à calage variable, chacune autour d’un axe radial Y’ respectif. De préférence, toutes les pales statoriques 114 sont à calage variable. Cela permet d’adapter la triangulation de l’écoulement à l’amont des pales statoriques 114 en fonction du point de fonctionnement, ce qui permet d’améliorer les performances aérodynamiques et de réduire le bruit émis par l’interaction entre les sillages de l’hélice 106 amont et le redresseur fixe. En effet, la variation de calage des pales statoriques 114 permet de modifier la directivité du son et de réduire le bruit tonal d’interaction.At least one stator blade 114 is variable pitch, each about a respective radial axis Y'. Preferably, all the stator blades 114 are variable pitch. This makes it possible to adapt the triangulation of the flow upstream of the stator blades 114 according to the operating point, which makes it possible to improve the aerodynamic performance and to reduce the noise emitted by the interaction between the wakes of the upstream propeller 106 and the fixed rectifier. Indeed, the variation in the pitch of the stator blades 114 makes it possible to modify the directivity of the sound and to reduce the tonal interaction noise.

Le propulseur aéronautique 100 comporte en outre par exemple une entrée d’air 116 d’alimentation en flux primaire du moteur 110. Cette entrée d’air 116 est par exemple prévue entre l’hélice 106 et le redresseur fixe 112.The aeronautical propeller 100 further comprises, for example, an air inlet 116 for supplying primary flow to the engine 110. This air inlet 116 is, for example, provided between the propeller 106 and the fixed rectifier 112.

En référence à laFIG. 2, chaque pale rotorique 108 comporte tout d’abord un bord d’attaque BA où arrive le flux d’air PHI et un bord de fuite BF d’où s’éloigne le flux d’air PHI. Le bord d’attaque BA s’étend depuis un pied BA_P qui est le point du bord d’attaque BA le plus proche de l’axe principal X jusqu’à une tête BA_T qui est le point du bord d’attaque BA le plus éloigné de l’axe principal X. Entre le pied BA_P et la tête BA_T, le bord d’attaque BA peut présenter une courbure de sens constant, c’est-à-dire sans point d’inflexion, et en outre régulière, c’est-à-dire sans discontinuité.In reference to the FIG. 2 , each rotor blade 108 firstly comprises a leading edge BA where the air flow PHI arrives and a trailing edge BF from which the air flow PHI moves away. The leading edge BA extends from a root BA_P which is the point of the leading edge BA closest to the main axis X to a head BA_T which is the point of the leading edge BA furthest from the main axis X. Between the root BA_P and the head BA_T, the leading edge BA may have a curvature of constant direction, i.e. without an inflection point, and furthermore regular, i.e. without discontinuity.

De manière similaire, le bord de fuite BF s’étend depuis un pied BF_P qui est le point du bord de fuite BF le plus proche de l’axe principal X jusqu’à une tête BF_T qui est le point du bord de fuite BF le plus éloigné de l’axe principal X. Entre le pied BF_P et la tête BF_T, le bord de fuite BF peut présenter une courbure de sens constant, c’est-à-dire sans point d’inflexion, et en outre régulière, c’est-à-dire sans discontinuité.Similarly, the trailing edge BF extends from a foot BF_P which is the point of the trailing edge BF closest to the main axis X to a head BF_T which is the point of the trailing edge BF furthest from the main axis X. Between the foot BF_P and the head BF_T, the trailing edge BF can have a curvature of constant direction, i.e. without an inflection point, and furthermore regular, i.e. without discontinuity.

Chaque pale rotorique 108 peut en outre être tronquée dans son extrémité libre, comme dans l’exemple illustré, c’est-à-dire qu’il existe une section tronquée 202 par exemple droite, reliant les têtes BA_T, BF_T. Dans ce cas, il existe une discontinuité de courbure au niveau de la tête BA_T entre le bord d’attaque BA et la section tronquée 202 et une autre discontinuité de courbure au niveau de la tête BF_T entre la section tronquée 202 et le bord de fuite BF. Alternativement, la pale rotorique 108 pourrait être non-tronquée, auquel cas les têtes BA_T, BF_T seraient confondues.Each rotor blade 108 may further be truncated at its free end, as in the example illustrated, i.e. there is a truncated section 202, for example straight, connecting the heads BA_T, BF_T. In this case, there is a curvature discontinuity at the head BA_T between the leading edge BA and the truncated section 202 and another curvature discontinuity at the head BF_T between the truncated section 202 and the trailing edge BF. Alternatively, the rotor blade 108 could be non-truncated, in which case the heads BA_T, BF_T would be merged.

Chaque pale rotorique 108 présente un rayon interne Ri_BA au bord d’attaque BA égal par définition à la distance entre l’axe principal X et le pied BA_P, et un rayon interne Ri_BF au bord de fuite Ri égal par définition à la distance entre l’axe principal X et le pied BF_P. De manière similaire, chaque pale rotorique 108 présente un rayon externe Re_BA au bord d’attaque BA égal par définition à la distance entre l’axe principal X et la tête BA_T un rayon externe Re_BF au bord de fuite BF égal par définition à la distance entre l’axe principal X et la tête BF_T. Les rayons internes Ri_BA, Ri_BF et les rayons externes Re_BA, Re_BF peuvent être mesurés lorsque la pale rotorique 108 présente un angle de calage quelconque permettant le fonctionnement nominal du propulseur aéronautique 100, c’est-à-dire lorsque l’angle de calage des pales rotoriques 108 permettrait de déplacer le flux d’air PHI de l’avant vers l’arrière du propulseur aéronautique 100 et/ou de l’aéronef. Par exemple, les rayons internes Ri_BA, Ri_BF et les rayons externes Re_BA, Re_BF pourraient être mesurés lorsque les pales rotoriques 108 présentent l’angle de calage optimal pour leur fonctionnement en régime de croisière, c’est-à-dire à un Mach de vol supérieur à 0,7 pour un avion moyen-courrier.Each rotor blade 108 has an internal radius Ri_BA at the leading edge BA equal by definition to the distance between the main axis X and the root BA_P, and an internal radius Ri_BF at the trailing edge Ri equal by definition to the distance between the main axis X and the root BF_P. Similarly, each rotor blade 108 has an external radius Re_BA at the leading edge BA equal by definition to the distance between the main axis X and the head BA_T an external radius Re_BF at the trailing edge BF equal by definition to the distance between the main axis X and the head BF_T. The internal radii Ri_BA, Ri_BF and the external radii Re_BA, Re_BF can be measured when the rotor blade 108 has any pitch angle allowing the nominal operation of the aeronautical propeller 100, that is to say when the pitch angle of the rotor blades 108 would make it possible to move the air flow PHI from the front to the rear of the aeronautical propeller 100 and/or the aircraft. For example, the internal radii Ri_BA, Ri_BF and the external radii Re_BA, Re_BF could be measured when the rotor blades 108 have the optimal pitch angle for their operation in cruise mode, that is to say at a flight Mach greater than 0.7 for a medium-haul aircraft.

Pour repérer une hauteur h_BA entre le rayon interne Ri_BA et le rayon externe Re_BA, il est possible de définir une hauteur relative h°_BA par la formule qui peut être exprimé en pourcentage. La hauteur relative h°_BA varie donc entre 0% au rayon interne Ri_BA et 100% au rayon externe Re_BA. Pour repérer une hauteur h_BF entre le rayon interne Ri_BF et le rayon externe Re_BF, il est possible de définir une hauteur relative h°_BF par la formule qui peut être exprimée en pourcentage. La hauteur relative h°_BF varie donc entre 0% au rayon interne Ri_BF et 100% au rayon externe Re_BF. Avec les hauteurs relatives h°_BA et h°BF, il est possible qu’il n’y ait pas de bord d’attaque ou de bord de fuite pour des hauteurs relatives proches de 0% ou bien proches de 100%, du fait d’une différence de hauteur entre les pieds BA_P, BF_P et/ou entre les têtes BA_T, BF_T.To locate a height h_BA between the internal radius Ri_BA and the external radius Re_BA, it is possible to define a relative height h°_BA by the formula which can be expressed as a percentage. The relative height h°_BA therefore varies between 0% at the internal radius Ri_BA and 100% at the external radius Re_BA. To locate a height h_BF between the internal radius Ri_BF and the external radius Re_BF, it is possible to define a relative height h°_BF by the formula which can be expressed as a percentage. The relative height h°_BF therefore varies between 0% at the internal radius Ri_BF and 100% at the external radius Re_BF. With the relative heights h°_BA and h°BF, it is possible that there is no leading edge or trailing edge for relative heights close to 0% or close to 100%, due to a difference in height between the feet BA_P, BF_P and/or between the heads BA_T, BF_T.

Ainsi, pour éviter ce problème, il est également possible de définir une hauteur relative dite complète h°_C entre le plus haut des deux pieds BA_P, BF_P(BF_P dans l’exemple de la figure 2) et la plus basse des deux têtes BA_T, BF_T (BF_T dans l’exemple de la figure 2) par la formule . Ainsi, avec cette définition de hauteur relative complète, il existe à chaque hauteur relative h°_C entre 0% et 100% un bord d’attaque et un bord de fuite, ce qui permet de définir à toute hauteur relative h°_C une coupe complète (c’est-à-dire comportant le bord d’attaque et le bord de fuite) comme cela sera expliqué plus loin en référence à laFIG. 3.So, to avoid this problem, it is also possible to define a relative height called complete h°_C between the highest of the two feet BA_P, BF_P (BF_P in the example of figure 2) and the lowest of the two heads BA_T, BF_T (BF_T in the example of figure 2) by the formula . Thus, with this definition of complete relative height, there exists at each relative height h°_C between 0% and 100% a leading edge and a trailing edge, which makes it possible to define at any relative height h°_C a complete section (i.e. including the leading edge and the trailing edge) as will be explained later with reference to the FIG. 3 .

Par la suite, h° peut représenter h°_BA et/ou h°_BF et/ou la hauteur relative complète h°_C, car l’invention peut être mise en œuvre selon une hauteur relative mesurée au niveau du bord d’attaque et/ou du bord de fuite.Subsequently, h° may represent h°_BA and/or h°_BF and/or the complete relative height h°_C, because the invention may be implemented according to a relative height measured at the leading edge and/or the trailing edge.

LaFIG. 3est une coupe ou profil aérodynamique de la pale rotorique 108 selon un plan de coupe. Ce plan de coupe peut être défini de plusieurs manières :

lorsque l’axe de calage Y est perpendiculaire à l’axe principal X le plan de coupe peut être perpendiculaire à l’axe de calage Y et passant à une certaine hauteur relative h°,
lorsque l’axe de calage Y est incliné par rapport à l’axe principal X, le plan de coupe peut être perpendiculaire à la composante radiale de l’axe de calage Y et passant à une certaine hauteur relative h°.

There FIG. 3 is a section or aerodynamic profile of the rotor blade 108 according to a section plane. This section plane can be defined in several ways:

when the Y setting axis is perpendicular to the main X axis the cutting plane can be perpendicular to the Y setting axis and passing at a certain relative height h°,
when the Y setting axis is inclined relative to the main X axis, the cutting plane can be perpendicular to the radial component of the Y setting axis and passing at a certain relative height h°.

Comme cela est visible, la pale rotorique 108 présente une face intrados 302 et une face extrados 304, respectivement concave et convexe, reliées l’une à l’autre par le bord d’attaque BA et le bord de fuite BF. Ce dernier peut par exemple présenter une troncature pour simplifier le processus de fabrication, comme illustré sur la figure sur le deuxième agrandissement.As can be seen, the rotor blade 108 has a lower surface 302 and an upper surface 304, respectively concave and convex, connected to each other by the leading edge BA and the trailing edge BF. The latter may for example have a truncation to simplify the manufacturing process, as illustrated in the figure on the second enlargement.

Le bord d’attaque BA et le bord de fuite BF sont reliés par une ligne de corde 306 s’étendant dans le plan de coupe et séparés, sur cette ligne de corde 306, par une distance appelée corde c. L’orientation de la ligne de corde 306 et la corde c peuvent varier en fonction de la hauteur relative h° considérée. L’angle entre la ligne de corde 306 et l’axe P perpendiculaire à l’axe principal X, permet de définir un angle de calage dans le plan de coupe.The leading edge BA and the trailing edge BF are connected by a chord line 306 extending in the section plane and separated, on this chord line 306, by a distance called chord c. The orientation of the chord line 306 and the chord c can vary depending on the relative height h° considered. The angle between the chord line 306 and the axis P perpendicular to the main axis X, makes it possible to define a pitch angle in the section plane.

Un paramètre qui permet de donner une première estimation de la répartition 5 de corde le long de l’envergure ou direction radiale d’une pale rotorique 108 est son Facteur d’Activité FA, qui est défini comme suit : , où Ri correspond soit au rayon interne Ri_BA de la pale rotorique 108 au bord d’attaque BA, soit au rayon interne Ri_BF de la pale rotorique 108 au bord de fuite BF ; Re correspond soit au rayon externe Re_BA de la pale rotorique 108 au bord d’attaque BA, soit au rayon externe Re_BF de la pale rotorique 108 au bord de fuite BF (voir la figure 2) ; représente une distance radiale par rapport à l’axe principal X, divisée par le rayon extérieur Re, et c( ) représente une corde entre le bord d’attaque BA et le bord de fuite BF d’une coupe ou profil aérodynamique à ladite distance radiale .A parameter that allows to give a first estimate of the distribution 5 of chord along the span or radial direction of a rotor blade 108 is its Activity Factor FA, which is defined as follows: , where Ri corresponds either to the internal radius Ri_BA of the rotor blade 108 at the leading edge BA, or to the internal radius Ri_BF of the rotor blade 108 at the trailing edge BF; Re corresponds either to the external radius Re_BA of the rotor blade 108 at the leading edge BA, or to the external radius Re_BF of the rotor blade 108 at the trailing edge BF (see figure 2); represents a radial distance from the main axis X, divided by the outer radius Re, and c( ) represents a chord between the leading edge BA and the trailing edge BF of an aerodynamic section or profile at said radial distance .

Le facteur d’activité FA de la pale rotorique 108 est compris de préférence entre 145 et 230, de préférence encore entre 155 et 205. Avec de telles valeurs, cela permet d’assurer une répartition de corde c sur la pale rotorique 108 suffisante pour assurer l’équilibrage et la tenue mécanique de l’aubage en combinaison avec une répartition d’épaisseur adéquate et optimisée pour la tenue des efforts sur les pales rotoriques 108 dans les phases de vol en incidence, telle que proposée dans cette invention.The activity factor FA of the rotor blade 108 is preferably between 145 and 230, more preferably between 155 and 205. With such values, this makes it possible to ensure a chord distribution c on the rotor blade 108 sufficient to ensure the balancing and mechanical strength of the blading in combination with an adequate and optimized thickness distribution for withstanding the forces on the rotor blades 108 in the phases of flight at incidence, as proposed in this invention.

En outre, il est possible de définir la ligne de cambrure (moyenne) ou squelette 308 d’une coupe d’une pale rotorique 108. Pour une coupe d’une pale, on définit la ligne de cambrure ou squelette 308 comme la ligne à mi-distance entre les faces de l’intrados et de l’extrados. Par exemple, cette ligne de cambrure ou squelette 308 peut être obtenue en faisant passer des cercles inscrits dans la coupe, de manière que les positions des centres de ces cercles inscrits (voir les cercles en pointillés) définissent la ligne de cambrure ou squelette 308.Furthermore, it is possible to define the (average) camber line or skeleton 308 of a section of a rotor blade 108. For a section of a blade, the camber line or skeleton 308 is defined as the line halfway between the intrados and extrados faces. For example, this camber line or skeleton 308 can be obtained by passing inscribed circles into the section, so that the positions of the centers of these inscribed circles (see the dotted circles) define the camber line or skeleton 308.

En référence à laFIG. 4, la pale rotorique 108 présente une épaisseur EP dans le plan de coupe variant du bord d’attaque BA au bord de fuite BF. Par exemple, l’épaisseur EP est définie comme la distance entre l’intrados 302 et l’extrados 304 de la pale rotorique 108, perpendiculairement à la ligne de cambrure ou squelette 308.In reference to the FIG. 4 , the rotor blade 108 has a thickness EP in the section plane varying from the leading edge BA to the trailing edge BF. For example, the thickness EP is defined as the distance between the intrados 302 and the extrados 304 of the rotor blade 108, perpendicular to the camber line or skeleton 308.

Il est possible d’indexer l’épaisseur EP selon une position relative x° le long de la ligne de corde 306 depuis le bord d’attaque BA jusqu’au bord de fuite BF.It is possible to index the thickness EP according to a relative position x° along the chord line 306 from the leading edge BA to the trailing edge BF.

L’épaisseur EP d’une coupe d’une pale varie ainsi selon une position relative x° le long de la ligne de corde 306 depuis le bord d’attaque BA jusqu’au bord de fuite BF. La position relative x° est définie par , où x est la distance le long de la ligne de corde 306 depuis le bord d’attaque. Ainsi, la position relative x° vaut 0% au bord d’attaque BA et 100% au bord de fuite BF. L’épaisseur EP présente un maximum EPmax à une position relative appelée position relative d’épaisseur maximale x°_EPmax.The thickness EP of a blade section thus varies according to a relative position x° along the chord line 306 from the leading edge BA to the trailing edge BF. The relative position x° is defined by , where x is the distance along the chord line 306 from the leading edge. Thus, the relative position x° is 0% at the leading edge BA and 100% at the trailing edge BF. The thickness EP has a maximum EPmax at a relative position called the maximum thickness relative position x°_EPmax.

En référence à laFIG. 5et à laFIG. 6, quatre exemples 502, 504, 506 de dimensionnement de la pale rotorique 108 vont être décrits.In reference to the FIG. 5 and to the FIG. 6 , four examples 502, 504, 506 of dimensioning of the rotor blade 108 will be described.

Il convient de préciser que les courbes sur les figures 5 et 6 pourraient ne pas démarrer parfaitement à h°=0% et finir à h°=100% lorsque la hauteur relative h° est la hauteur relative au bord d’attaque ou la hauteur relative au bord de fuite. Ainsi, lorsqu’on parlera par la suite de hauteur relative h° « la plus proche à 0% » ou « la plus proche à 100% », cela signifiera la hauteur relative où il existe encore une coupe complète. Dans l’exemple de laFIG. 2, la hauteur relative h°_BA la plus proche à 0% est donc la hauteur relative h°_BA au niveau du pied BF_P et la hauteur relative h°_BA la plus proche de 100% est donc la hauteur relative h°_BA au niveau de la tête BF_T. Pour le cas où la hauteur relative h° est la hauteur relative complète h°_C, l’expression « la plus proche à 0% » signifiera « de 0% » et « la plus proche à 100% » signifiera « de 100% ».It should be noted that the curves in Figures 5 and 6 might not start perfectly at h°=0% and end at h°=100% when the relative height h° is the height relative to the leading edge or the height relative to the trailing edge. Thus, when we subsequently refer to relative height h° as "closest to 0%" or "closest to 100%", this will mean the relative height where there is still a complete cross-section. In the example of the FIG. 2 , the relative height h°_BA closest to 0% is therefore the relative height h°_BA at the foot BF_P and the relative height h°_BA closest to 100% is therefore the relative height h°_BA at the head BF_T. For the case where the relative height h° is the complete relative height h°_C, the expression "closest to 0%" will mean "of 0%" and "closest to 100%" will mean "of 100%".

En référence plus particulièrement à laFIG. 5, de préférence, comme cela est le cas pour les quatre exemples 502, 504, 506, 508, la position relative d’épaisseur maximale x°_EPmax est maximale à la hauteur relative h° inférieure à 40%, de préférence inférieure à 30%, de préférence encore inférieure à 20%. En particulier, pour les trois exemples 502, 504, 506, la position relative d’épaisseur maximale x°_EPmax est maximale à la hauteur relative h° la plus proche de 0%, c’est-à-dire au niveau de la coupe en pied de pale. Cela contribue à la tenue mécanique de la pale aux efforts 1P lors de phases de vol en incidence, ainsi qu’à limiter l’accélération de l’écoulement et/ou l’intensité des chocs qui peuvent se former en croisière à proximité du moyeu 104 ou du carter 102, ce qui pourrait augmenter les pertes aérodynamiques. Par exemple, la position relative d’épaisseur maximale x°_EPmax est supérieure à 20%, de préférence supérieure à 25%, de préférence encore supérieure à 30%. Cela permet de maitriser les gradients de vitesse sur la coupe de pied où la section de passage entre deux pales adjacentes dans la direction azimutale est minimale, notamment lorsque le nombre de pales rotoriques 108 est grand (par exemple, supérieur ou égale à 10, de préférence supérieur ou égale à 12).With particular reference to the FIG. 5 , preferably, as is the case for the four examples 502, 504, 506, 508, the relative position of maximum thickness x°_EPmax is maximum at the relative height h° less than 40%, preferably less than 30%, more preferably less than 20%. In particular, for the three examples 502, 504, 506, the relative position of maximum thickness x°_EPmax is maximum at the relative height h° closest to 0%, i.e. at the level of the blade root cut. This contributes to the mechanical resistance of the blade to 1P forces during incidence flight phases, as well as to limiting the acceleration of the flow and/or the intensity of shocks which may form during cruising near the hub 104 or the casing 102, which could increase aerodynamic losses. For example, the relative position of maximum thickness x°_EPmax is greater than 20%, preferably greater than 25%, more preferably greater than 30%. This makes it possible to control the speed gradients on the root cut where the passage section between two adjacent blades in the azimuthal direction is minimal, in particular when the number of rotor blades 108 is large (for example, greater than or equal to 10, preferably greater than or equal to 12).

De préférence, comme cela est le cas pour les quatre exemples 502, 504, 506, 508, la position relative d’épaisseur maximale x°_EPmax à une première hauteur relative R1 comprise entre 20% et 40% vaut entre 20% et 40%, de préférence entre 24% et 35%, de préférence encore entre 26% et 32%. Cela permet d’assurer que la position de l’épaisseur maximale en partie basse de la pale rotorique 108 est située relativement vers l’aval (et à proximité du centre de gravité de la pale rotorique 108), en particulier par rapport à la position de l’épaisseur maximale en partie haute de la pale rotorique 108, ce qui permet d’assurer un bon équilibrage et une bonne tenue mécanique de la pale rotorique 108. Cela permettrait également d’augmenter l’épaisseur des coupes à proximité du pied de la pale rotorique 108 et au niveau du longeron et/ou d’autres éléments structuraux à l’intérieur de la pale rotorique 108 permettant de transmettre les efforts sous le moyeu 104.Preferably, as is the case for the four examples 502, 504, 506, 508, the relative position of maximum thickness x°_EPmax at a first relative height R1 of between 20% and 40% is between 20% and 40%, preferably between 24% and 35%, more preferably between 26% and 32%. This ensures that the position of the maximum thickness in the lower part of the rotor blade 108 is located relatively downstream (and close to the center of gravity of the rotor blade 108), in particular compared to the position of the maximum thickness in the upper part of the rotor blade 108, which ensures good balancing and good mechanical strength of the rotor blade 108. This would also make it possible to increase the thickness of the sections close to the root of the rotor blade 108 and at the level of the spar and/or other structural elements inside the rotor blade 108 making it possible to transmit the forces under the hub 104.

Par ailleurs, pour la plupart des exemples dans laFIG. 5, la position relative d’épaisseur maximale x°_EPmax diminue de manière strictement monotone depuis la première hauteur relative R1 jusqu’à une deuxième hauteur relative R2 comprise entre 55% et 100% où la position relative d’épaisseur maximale x°_EPmax vaut entre 15% et 35%, de préférence entre 22% et 30%.Moreover, for most of the examples in the FIG. 5 , the relative position of maximum thickness x°_EPmax decreases strictly monotonically from the first relative height R1 to a second relative height R2 of between 55% and 100% where the relative position of maximum thickness x°_EPmax is between 15% and 35%, preferably between 22% and 30%.

En effet, pour des hauteurs relatives h° élevées, l’épaisseur EP diminue comme cela sera visible pour les trois exemples 502, 504, 506 sur laFIG. 6. Or, avec une pale rotorique 108 de faible épaisseur, un décollement sur l’extrados peut plus facilement apparaitre en partie supérieur de la pale et au niveau du bord d’attaque, ce qui génère des pertes aérodynamiques et augmente le bruit. En positionnant l’épaisseur maximale EPmax à proximité du bord d’attaque BA (c’est-à-dire avec une position relative d’épaisseur maximale x°_EPmax faible), cela atténue ou évite le décollement du flux d’air, en particulier en cas de sur-incidence comme peut être le cas lors des phases d’atterrissage et/ou décollage de l’aéronef (ce sont des phases de vol particulièrement importantes pour la certification des niveaux sonores des aéronefs d’après les normes internationales). Cet effet sera expliqué en référence aux figures 7 et 8.Indeed, for high relative heights h°, the thickness EP decreases as will be visible for the three examples 502, 504, 506 on the FIG. 6 . However, with a thin rotor blade 108, a separation on the extrados can more easily appear in the upper part of the blade and at the leading edge, which generates aerodynamic losses and increases noise. By positioning the maximum thickness EPmax close to the leading edge BA (i.e. with a low relative position of maximum thickness x°_EPmax), this attenuates or avoids the separation of the air flow, in particular in the event of over-incidence as may be the case during the landing and/or takeoff phases of the aircraft (these are flight phases that are particularly important for the certification of aircraft noise levels according to international standards). This effect will be explained with reference to figures 7 and 8.

De préférence, comme cela est le cas pour les quatre exemples 502, 504, 506, 508, la position relative d’épaisseur maximale x°_EPmax varie moins entre la hauteur relative h° de 0% et la première hauteur relative R1, qu’entre la première hauteur relative R1 et la deuxième hauteur relative R2. En particulier, pour les trois exemples 502, 504, 506, max{x°_EPmax}-min{x°_EPmax} lorsque h° varie de 0% à 20% est inférieur à max{x°_EPmax}-min{x°_EPmax} lorsque h° varie entre 40% et 55%.Preferably, as is the case for the four examples 502, 504, 506, 508, the relative position of maximum thickness x°_EPmax varies less between the relative height h° of 0% and the first relative height R1, than between the first relative height R1 and the second relative height R2. In particular, for the three examples 502, 504, 506, max{x°_EPmax}-min{x°_EPmax} when h° varies from 0% to 20% is less than max{x°_EPmax}-min{x°_EPmax} when h° varies between 40% and 55%.

Cela permet d’assurer que la position relative d’épaisseur maximale x°_EPmax ne varie pas trop au pied de la pale rotorique 108, ce qui est bénéfique à l’équilibrage et la tenue mécanique de la pale rotorique 108 et aide à tenir les efforts 1P en pied de pale lors des phases de vol en incidence.This ensures that the relative position of maximum thickness x°_EPmax does not vary too much at the root of the rotor blade 108, which is beneficial to the balancing and mechanical strength of the rotor blade 108 and helps to maintain the 1P forces at the root of the blade during the incidence flight phases.

De préférence, comme cela est le cas pour les quatre exemples 502, 504, 506, 508, la position relative d’épaisseur maximale x°_EPmax reste entre 10% et 40%, de préférence entre 15% et 35%, de préférence encore entre 20% et 34%, pour toutes les hauteurs relatives h°.Preferably, as is the case for the four examples 502, 504, 506, 508, the relative position of maximum thickness x°_EPmax remains between 10% and 40%, preferably between 15% and 35%, more preferably between 20% and 34%, for all the relative heights h°.

De préférence, comme cela est le cas pour les trois exemples 502, 504, 506, la position relative d’épaisseur maximale x°_EPmax est strictement décroissante de la hauteur relative h° de 0% à la hauteur relative h° de 100%. Cela implique que la position d’épaisseur maximale se déplace vers le bord d’attaque BA de la pale rotorique 108 entre le pied et la tête de la pale rotorique 108, ce qui permet de limiter ou d’éviter les décollements et donc d’améliorer le rendement tout en limitant le bruit.Preferably, as is the case for the three examples 502, 504, 506, the relative position of maximum thickness x°_EPmax is strictly decreasing from the relative height h° of 0% to the relative height h° of 100%. This implies that the position of maximum thickness moves towards the leading edge BA of the rotor blade 108 between the root and the head of the rotor blade 108, which makes it possible to limit or avoid separations and therefore to improve efficiency while limiting noise.

Dans un mode de réalisation alternatif, la position relative d’épaisseur maximale x°_EPmax présente au moins un maximum et/ou un minimum local entre la hauteur relative h° de 0% et la hauteur relative h° de 100%. En particulier, comme sur l’exemple 508 sur laFIG. 5, il y a un minimum local dans la deuxième hauteur relative R2, de préférence lorsque la hauteur relative h° varie entre 80% et 100%, ce qui permet d’éloigner localement la position relative d’épaisseur maximale x°_EPmax du bord d’attaque. Cela permet de mieux distribuer la charge aérodynamique sur les coupes en tête de la pale rotorique 108 et donc de diminuer la vitesse locale de l’écoulement et/ou l’intensité des chocs en régime de croisière, ce qui permet de réduire le bruit perçu par les passagers en cabine. Réduire le bruit en cabine permet d’améliorer le confort des passagers pendant le vol.In an alternative embodiment, the relative position of maximum thickness x°_EPmax has at least one local maximum and/or minimum between the relative height h° of 0% and the relative height h° of 100%. In particular, as in example 508 on the FIG. 5 , there is a local minimum in the second relative height R2, preferably when the relative height h° varies between 80% and 100%, which makes it possible to locally move the relative position of maximum thickness x°_EPmax away from the leading edge. This makes it possible to better distribute the aerodynamic load on the sections at the tip of the rotor blade 108 and therefore to reduce the local speed of the flow and/or the intensity of the shocks in cruising mode, which makes it possible to reduce the noise perceived by the passengers in the cabin. Reducing noise in the cabin makes it possible to improve passenger comfort during the flight.

En référence à laFIG. 6, la pale rotorique 108 présente une épaisseur maximale normalisée EPmax° définie comme l’épaisseur maximale EPmax à la hauteur relative h° considérée divisée par la corde c à la hauteur relative h° considérée.In reference to the FIG. 6 , the rotor blade 108 has a normalized maximum thickness EPmax° defined as the maximum thickness EPmax at the relative height h° considered divided by the chord c at the relative height h° considered.

De préférence, l’épaisseur maximale normalisée EPmax° est strictement décroissante de la hauteur relative h° de 0% jusqu’à au moins la hauteur relative h° de 60%, de préférence 70%.Preferably, the normalized maximum thickness EPmax° is strictly decreasing from the relative height h° of 0% to at least the relative height h° of 60%, preferably 70%.

Par exemple, pour les exemples 504, 506, l’épaisseur maximale normalisée EPmax° est strictement décroissante de la hauteur relative h° de 0% jusqu’à la hauteur relative de 100%. Cela permet d’avoir des profils plus minces en partie haute et donc de réduire la masse et le poids de pale rotorique 108.For example, for examples 504, 506, the normalized maximum thickness EPmax° is strictly decreasing from the relative height h° of 0% to the relative height of 100%. This makes it possible to have thinner profiles in the upper part and therefore to reduce the mass and weight of rotor blade 108.

En revanche, pour les exemples 506, 508, l’épaisseur maximale normalisée EPmax° augmente de la hauteur relative h° d’environ 70%, de préférence de 80% jusqu’à la hauteur relative h° la plus proche à 100%. Dans ce cas, l’épaisseur maximale normalisée EPmax° à la hauteur relative h° la plus proche à 100% est de préférence inférieure ou égale à trois fois l’épaisseur maximale normalisée EPmax° à la hauteur relative h° de 70%, ou de préférence inférieure ou égale à 2,5 fois l’épaisseur maximale normalisée EPmax° à la hauteur relative h° de 70%, ou encore de préférence inférieure ou égale à 2 fois l’épaisseur maximale normalisée EPmax° à la hauteur relative h° de 70%. Cette augmentation de l’épaisseur maximale à proximité de la tête de pale permet de maitriser le placement fréquentiel du premier mode de flexion de la pale, ce qui peut être nécessaire pour la tenue des efforts 1P. Cette augmentation de l’épaisseur maximale à proximité de la tête de pale peut être également utile pour la tenue mécanique lorsqu’on augmente la flèche et/ou le dièdre pour réduire le bruit. D’un point de vue aéro-acoustique, cette augmentation de l’épaisseur des coupes en têtes permet de maitriser la prise en incidence et d’éviter des éventuels décollements.On the other hand, for examples 506, 508, the normalized maximum thickness EPmax° increases from the relative height h° by approximately 70%, preferably by 80% up to the relative height h° closest to 100%. In this case, the normalized maximum thickness EPmax° at the relative height h° closest to 100% is preferably less than or equal to three times the normalized maximum thickness EPmax° at the relative height h° of 70%, or preferably less than or equal to 2.5 times the normalized maximum thickness EPmax° at the relative height h° of 70%, or even preferably less than or equal to 2 times the normalized maximum thickness EPmax° at the relative height h° of 70%. This increase in the maximum thickness near the blade tip makes it possible to control the frequency placement of the first bending mode of the blade, which may be necessary to withstand the 1P forces. This increase in maximum thickness near the blade head can also be useful for mechanical strength when increasing the sweep and/or dihedral to reduce noise. From an aero-acoustic point of view, this increase in the thickness of the blade head sections makes it possible to control the incidence and avoid possible separations.

De préférence, l’épaisseur maximale normalisée EPmax° à la hauteur relative h° la plus proche à 0% est comprise entre 0,1 et 0,25, de préférence entre 0,13 et 0,20. Cela permet d’assurer que l’épaisseur du profil à proximité du pied de pale est suffisante pour tenir et transmettre les efforts aérodynamiques et mécaniques sur la pale rotorique 108.Preferably, the normalized maximum thickness EPmax° at the closest relative height h° to 0% is between 0.1 and 0.25, preferably between 0.13 and 0.20. This ensures that the thickness of the profile near the blade root is sufficient to hold and transmit the aerodynamic and mechanical forces on the rotor blade 108.

De préférence, l’épaisseur maximale normalisée EPmax° à la hauteur relative h° la plus proche à 100% est comprise entre 0,02 et 0,08, de préférence entre 0,03 et 0,06. Limiter l’épaisseur en tête permet de réduire la masse à proximité de l’extrémité libre de la pale rotorique 108 et donc de limiter les éventuels moments transmis sur la pale rotorique 108. De plus, cela est nécessaire pour limiter la masse libérée en cas de perte d’une partie de la pale lors d’une éventuelle ingestion d’oiseau.Preferably, the normalized maximum thickness EPmax° at the relative height h° closest to 100% is between 0.02 and 0.08, preferably between 0.03 and 0.06. Limiting the thickness at the tip makes it possible to reduce the mass near the free end of the rotor blade 108 and therefore to limit the possible moments transmitted to the rotor blade 108. In addition, this is necessary to limit the mass released in the event of loss of part of the blade during possible ingestion of a bird.

De préférence, l’épaisseur maximale normalisée EPmax° diminue depuis la hauteur relative h° la plus proche à 0% jusqu’à atteindre, à une hauteur relative h° comprise entre 25% et 50%, un quart de l’épaisseur maximale normalisée EPmax° à la hauteur relative h° la plus proche à 0%. Réduire l’épaisseur vers l’extrémité libre permet de réduire la masse à proximité de l’extrémité libre de la pale rotorique 108 et donc de limiter les éventuels moments transmis sur la pale rotorique 108. De plus cela est nécessaire pour limiter la masse libérée en cas de perte d’une partie de la pale lors d’une éventuelle ingestion d’oiseau.Preferably, the normalized maximum thickness EPmax° decreases from the relative height h° closest to 0% until reaching, at a relative height h° between 25% and 50%, a quarter of the normalized maximum thickness EPmax° at the relative height h° closest to 0%. Reducing the thickness towards the free end makes it possible to reduce the mass near the free end of the rotor blade 108 and therefore to limit the possible moments transmitted to the rotor blade 108. In addition, this is necessary to limit the mass released in the event of loss of part of the blade during possible ingestion by a bird.

En référence à laFIG. 7, lorsque l’épaisseur maximale est trop éloignée du bord d’attaque, un flux d’air atteignant le bord d’attaque avec une grande incidence I a du mal à accrocher l’extrados, c’est-à-dire à rester à faible distance de l’extrados, et s’en éloigne produisant un décollement générateur de turbulences T.In reference to the FIG. 7 , when the maximum thickness is too far from the leading edge, an air flow reaching the leading edge with a high incidence I has difficulty in catching the extrados, that is to say in remaining at a short distance from the extrados, and moves away from it producing a separation generating turbulence T.

En référence à laFIG. 8, en revanche, lorsque l’épaisseur maximale EPmax est rapprochée du bord d’attaque BA, ce dernier est plus bombé ou arrondi. Cela permet une meilleure accroche du flux d’air avec une grande incidence.In reference to the FIG. 8 , on the other hand, when the maximum thickness EPmax is brought closer to the leading edge BA, the latter is more curved or rounded. This allows better grip of the air flow with a high incidence.

En conclusion, il apparaît clairement qu’un propulseur aéronautique tel que celui décrit précédemment permet d’obtenir une plage de fonctionnement optimale pour de grandes incidences sur le bord d’attaque.In conclusion, it appears clearly that an aeronautical propeller such as that described previously makes it possible to obtain an optimal operating range for large incidences on the leading edge.

On notera par ailleurs que l’invention n’est pas limitée aux modes de réalisation décrits précédemment. Il apparaîtra en effet à l'homme de l'art que diverses modifications peuvent être apportées aux modes de réalisation décrits ci-dessus, à la lumière de l'enseignement qui vient de lui être divulgué.It will also be noted that the invention is not limited to the embodiments described above. It will indeed appear to those skilled in the art that various modifications can be made to the embodiments described above, in light of the teaching which has just been disclosed to them.

Dans la présentation détaillée de l’invention qui est faite précédemment, les termes utilisés ne doivent pas être interprétés comme limitant l’invention aux modes de réalisation exposés dans la présente description, mais doivent être interprétés pour y inclure tous les équivalents dont la prévision est à la portée de l'homme de l'art en appliquant ses connaissances générales à la mise en œuvre de l'enseignement qui vient de lui être divulgué.In the detailed presentation of the invention given above, the terms used should not be interpreted as limiting the invention to the embodiments set out in this description, but should be interpreted to include all equivalents whose prediction is within the reach of those skilled in the art by applying their general knowledge to the implementation of the teaching just disclosed to them.

Claims

Unducted aeronautical propeller (100) comprising a propeller (106) extending around a main axis (X) and comprising at least one rotor blade (108) with variable pitch around a rotor pitch axis (Y), each rotor blade (108) with variable pitch having:

a leading edge (LA);
a trailing edge (TE);
an internal radius (Ri_BA) at the leading edge (BA) relative to the main axis (X);
an external radius (Re_BA) at the leading edge (BA) relative to the main axis (X);
an internal radius (Ri_BF) at the trailing edge (BA) relative to the main axis (X);
an external radius (Re_BA) at the trailing edge (BA) relative to the main axis (X);
at each relative height (h°) with respect to the main axis (X) from the internal radius (Ri_BA, Ri_BF) to the external radius (Re_BA, Re_BF) at the leading edge (BA) and/or the trailing edge (BF):
- a chord line (306) extending in a section plane perpendicular to the rotor pitch axis (Y) or perpendicular to the radial component of the pitch axis (Y) and passing through the relative height (h°) considered and connecting the leading edge (BA) to the trailing edge (BF), and
- a thickness (EP) in the cutting plane varying according to a relative position (x°_EP) along the chord line (306) from the leading edge (BA) to the trailing edge (BF), this thickness (EP) having a maximum (EPmax) at a relative position called the maximum thickness relative position (x°_EPmax);

characterized in that at least one variable-pitch rotor blade (108) has an activity factor (FA) of between 145 and 230, preferably between 155 and 205, and its relative position of maximum thickness (x°_EPmax) is maximum at a relative height (h°) of less than 40%, preferably less than 30%, more preferably less than 20%.

Unducted aeronautical propeller (100) according to claim 1, in which, for each variable-pitch rotor blade (108), the relative position of maximum thickness (x°_EPmax) decreases from a first relative height (R1) of between 20% and 40% to a second relative height (R2) of between 55% and 100% where the relative position of maximum thickness (x°_EPmax) is between 15% and 35%, preferably between 20% and 30%.

Unducted aeronautical propeller (100) according to claim 1 or 2, in which, for each variable-pitch rotor blade (108), the maximum relative thickness position (x°_EPmax) is maximum at the relative height (h°) closest to 0%.

Unducted aeronautical propeller (100) according to any one of claims 1 to 3, in which, for each variable-pitch rotor blade (108), there is at least one relative height (h°) having a relative position of maximum thickness (x°_EPmax) greater than 20%, preferably greater than 25%, more preferably greater than 30%.

Unducted aeronautical propeller (100) according to any one of claims 1 to 4, in which, for each variable-pitch rotor blade (108), the relative position of maximum thickness (x°_EPmax) at the first relative height (R1) is between 20% and 40%, preferably between 25% and 35%, more preferably between 26% and 32%.

Unducted aeronautical propeller (100) according to any one of claims 1 to 5, in which, for each variable-pitch rotor blade (108), the relative position of maximum thickness (x°_EPmax) varies less between the relative height (h°) closest to 0% and the first relative height (R1), than between the first relative height (R1) and the second relative height (R2).

Unducted aeronautical propeller (100) according to any one of claims 1 to 6, in which, for each variable-pitch rotor blade (108), the relative position of maximum thickness (x°_EPmax) remains between 10% and 40%, preferably between 15% and 35%, more preferably between 20% and 34%, for all relative heights (h°).

Unducted aeronautical propeller (100) according to any one of claims 1 to 7, in which, for each variable-pitch rotor blade (108), the relative position of maximum thickness (x°_EPmax) is strictly decreasing from the relative height (h°) of 0% to the relative height (h°) of 100%.

Unducted aeronautical propeller (100) according to any one of claims 1 to 7, in which, for each variable-pitch rotor blade (108), the relative position of maximum thickness (x°_EPmax) has at least one maximum and/or one local minimum over the relative height (h°).

Unducted aeronautical propeller (100) according to any one of claims 1 to 9, in which each variable-pitch rotor blade (108) has, at each relative height (h°), on the one hand, a chord (c) defined as the distance separating the leading edge (BA) from the trailing edge (BF) along the chord line (306) and, on the other hand, a normalized maximum thickness (EPmax°) defined as the maximum thickness divided by the chord (c) at the relative height (h°) considered, this normalized maximum thickness (EPmax°) being strictly decreasing from the relative height (h°) closest to 0% up to the relative height (h°) of 60%, preferably up to the relative height (h°) of 70%.

Unducted aeronautical propeller (100) according to claim 10, in which, for each variable-pitch rotor blade (108), the normalized maximum thickness (EPmax°) at the relative height (h°) closest to 0% is between 0.1 and 0.25, preferably between 0.13 and 0.2.

Unducted aeronautical propeller (100) according to claim 10 or 11, in which, for each variable-pitch rotor blade (108), the normalized maximum thickness (EPmax°) at the relative height (h°) closest to 100% is between 0.02 and 0.048, preferably between 0.03 and 0.06.

Unducted aeronautical propeller (100) according to any one of claims 10 to 12, in which, for each variable-pitch rotor blade (108), the normalized maximum thickness (EPmax°) decreases from the relative height (h°) closest to 0% until reaching, at a relative height (h°) of between 25% and 50%, a quarter of the normalized maximum thickness (EPmax°) at the relative height (h°) closest to 0%.

Unducted aeronautical propeller (100) according to any one of claims 10 to 13, in which, for each variable-pitch rotor blade (108), the normalized maximum thickness (EPmax°) is strictly decreasing from the relative height (h°) closest to 0% to the relative height (h°) closest to 100%.

Unducted aeronautical propeller (100) according to any one of claims 10 to 13, in which, for each variable-pitch rotor blade (108), the normalized maximum thickness (EPmax°) increases from the relative height (h°) of 70%, preferably from the relative height (h°) of 80%, up to the relative height (h°) of 100%.

Unducted aeronautical propeller (100) according to claim 15, in which, for each variable-pitch rotor blade (108), the normalized maximum thickness (EPmax°) at the relative height (h°) closest to 100% is less than or equal to three times, preferably two and a half times, more preferably two times, the normalized maximum thickness (EPmax°) at the relative height (h°) of 70%.

An unducted aeronautical thruster (100) according to any one of claims 1 to 16, further comprising an outer casing (102) and an unducted fixed rectifier (112) mounted on the outer casing (102).

Aircraft comprising an unducted aeronautical propeller (100) according to any one of claims 1 to 17.