Brevet FR3156485A1 — publié le 20250613

L’invention concerne un module de turbomachine comprenant : - un rotor (4) d’axe longitudinal (X), - une pluralité d’aubes rotoriques (3) à calage variable montées sur le rotor et s’étendant radialement, les aubes rotoriques pivotant entre une première et une deuxième positions, - un bec de séparation (9) séparant un flux d’air traversant les aubes rotoriques en un flux primaire (F1) et secondaire (F2), le bec de séparation comprenant un bord amont (14) délimitant une entrée (17) d’une veine d’écoulement (10) où circule le flux primaire, et, - des aubes statoriques (18) agencées au niveau de l’entrée (17). Selon l’invention, le module comprend des ailettes (21) montées solidaires en rotation du rotor et s’étendant radialement, les ailettes étant agencées en aval des aubes rotoriques et en amont des aubes statoriques, les ailettes étant configurées pour dévier le flux d’air en sortie des aubes rotoriques vers les aubes statoriques. Figure pour l’abrégé : Fig.1 MODULE DE TURBOMACHINE COMPRENANT DES AUBES ROTORIQUES A CALAGE VARIABLE ET DES AILETTES MONTEES SUR UN ROTOR, ET TURBOMACHINE CORRESPONDANTE Domaine technique de l’invention La présente invention concerne le domaine des turbomachines d’aéronef. L’invention concerne plus précisément les moyens permettant d’éviter l’ingestion d’objets étrangers par des organes de la turbomachine. Arrière-plan technologique Les turbomachines d’aéronef sont souvent confrontées à l’ingestion de corps étrangers dénommés FOD qui est l’acronyme de l’expression anglaise « Foreign Object Damage » et qui peuvent présenter un risque d’endommagement des organes internes de la turbomachine, et notamment de la chambre de combustion. Ce risque d’ingestion est accru avec la diminution du nombre d’aubes qui sont disposées à l’entrée de la turbomachine et de leurs vitesses de rotation. Les turbomachines du type « open rotor » ou « open fan » qui sont équipées d’une hélice avec un nombre par exemple de quatorze aubes rotoriques non carénées sont les plus exposées à ce risque d’ingestion. Les objets étrangers tels que des oiseaux qui pénètrent dans le cœur de la turbomachine ont des impacts non négligeables sur le dimensionnement des différents organes de la turbomachine, tels que le compresseur, la chambre de combustion, et/ou la turbine et sur les jeux axiaux entre les différents étages dans l’ensemble de compresseur et de la turbine. Cependant, dans le cadre des nouvelles certifications aéronautiques qui ont été imposées après de nombreux incidents issus de collisions avec des oiseaux, dont le plus connu à engendrer l’amerrissage d’un aéronef, les objets étrangers ne doivent pas générer de dégâts importants sur la structure des organes de la turbomachine, ni engendrer l’extinction de la chambre de combustion si ceux-ci atteignent cette dernière avec un risque dramatique. De plus, l’alimentation de la chambre de combustion est toujours problématique lorsque les aubes rotoriques qui se trouvent en amont de la veine d’écoulement du flux primaire occupent une position d’inversion de poussée qui ferme et limite le débit de circulation du flux d’air vers celle-ci. Il existe un besoin de résoudre tout ou partie des inconvénients précités. L’objectif de la présente invention est de fournir une solution permettant d’éviter l’ingestion de corps étranger au niveau du cœur de la turbomachine tout en améliorant la distribution du flux d’air entrant dans le cœur de la turbomachine. Nous parvenons à cet objectif conformément à l’invention grâce à un module de turbomachine comprenant : - un rotor centré sur un axe longitudinal, - une pluralité d’aubes rotoriques montées sur le rotor et s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal, les aubes rotoriques étant à calage variable autour d’un axe de calage transversal à l’axe longitudinal entre au moins une première position correspondant à un vol de croisière et une deuxième position correspondant à un décollage, - un bec de séparation disposé en aval des aubes rotoriques et séparant un flux d’air traversant les aubes rotoriques en un flux primaire et en un flux secondaire, le bec de séparation comprenant un bord amont délimitant une entrée d’une veine d’écoulement primaire dans laquelle circule le flux primaire, et, - des aubes statoriques agencées au niveau de l’entrée de la veine d’écoulement primaire, le module comprenant des ailettes montées solidaires en rotation du rotor et s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal, les ailettes étant agencées en aval des aubes rotoriques et en amont des aubes statoriques, les ailettes étant configurées de manière à dévier le flux d’air en sortie des aubes rotoriques vers les aubes statoriques entre la première position et la deuxième position. Ainsi, cette solution permet d’atteindre l’objectif susmentionné. La mise en place d’ailettes sur le rotor du module qui tourne autour de l’axe longitudinal, ou axe moteur, donne un effet de centrifugation aux ailettes qui permet d’une part, de découper ou hacher chaque corps étranger tel que glace, volatile et donc de réduire le volume du corps étranger qui pourrait pénétrer dans le cœur de la turbomachine en aval des ailettes et d’autre part, d’entrainer par effet centrifuge le corps étranger radialement vers l’extérieur, et loin de l’entrée de la veine primaire. La configuration des ailettes est telle qu’elle permet d’agir sur le flux d’air en sortie des aubes rotoriques et d’améliorer les performances de la turbomachine. En particulier, le profil des ailettes est associé avec le calage des aubes rotoriques pour réaliser l’équivalent d’un cycle variable. Le module de turbomachine comprend également l’une ou plusieurs des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison : - le nombre d’ailettes est supérieur au nombre d’aubes rotoriques. - le nombre d’ailettes est égal à deux fois le nombre d’aubes rotoriques. - les ailettes sont immobiles en rotation par rapport au rotor. - chaque aube rotorique comprend une pale comportant un bord d’attaque et un bord de fuite qui sont opposés et chaque ailette comporte un bord d’attaque et un bord de fuite qui sont opposés, chaque pale présentant une corde de pale, reliant le bord d’attaque au bord de fuite, qui est sensiblement parallèle à une corde d’ailette reliant le bord d’attaque au bord de fuite dans la première position. - dans la première position, un angle d’incidence formé au niveau du bord d’attaque des ailettes est égal à +/-10°. L’angle d’incidence correspondant à la différence entre un angle squelette au niveau du bord d’attaque de l’ailette, formé entre une ligne squelette reliant le bord d’attaque au bord de fuite de l’ailette et l’axe longitudinal, et un angle de flux d’air au niveau du bord de fuite de l’hélice, formé entre une ligne de squelette reliant le bord d’attaque au bord de fuite de l’hélice et l’axe longitudinal. - l’angle d’incidence de chaque ailette varie d’une extrémité de pied à une extrémité de tête de l’ailette suivant une ligne d’empilement. - chaque ailette comprend une extrémité de tête libre disposée radialement à l’intérieur d’une droite inclinée par rapport à l’axe longitudinal et passant par un point minimum du bec de séparation en formant un angle d’inclinaison compris entre 15° et 30°. - chaque ailette présente un rayon externe qui est fonction de la position axiale de chaque ailette par rapport au bec de séparation, une relation entre le rayon externe et la position axiale étant exprimée par la formule suivante : avec, Rext étant le rayon externe à l’extrémité de tête de chaque ailette entre un bord d’attaque et un bord de fuite de l’ailette, mesuré à partir de l’axe longitudinal, Rbec étant le rayon du bec de séparation mesuré au niveau du bord amont du bec et à partir de l’axe longitudinal, D2 étant la distance axiale prédéterminée entre deux points et définie entre le bec de séparation et un point de tête de l’ailette situé entre son bord d’attaque et son bord de fuite, p présentant une valeur correspondant sensiblement à un rayon d’un corps d’un objet étranger de forme sensiblement circulaire et ayant un poids d’environ 1 kg, αh étant l’angle d’inclinaison de la droite inclinée. L’invention concerne une turbomachine comprenant au moins un module de turbomachine tel que décrit ci-dessus. L’invention concerne également un aéronef équipé d’une telle turbomachine. Brève description des figures L’invention sera mieux comprise, et d’autres buts, détails, caractéristiques et avantages de celle-ci apparaîtront plus clairement à la lecture de la description explicative détaillée qui va suivre, de modes de réalisation de l’invention donnés à titre d’exemples purement illustratifs et non limitatifs, en référence aux dessins schématiques annexés dans lesquels : - La FIG. 1 illustre une coupe axiale et partielle d’un exemple de module de turbomachine équipé d’une hélice ou soufflante, et d’ailettes en aval agencées entre l’hélice ou soufflante et le bec de séparation selon l’invention ; - La FIG. 2 représente plus en détail une section transversale d’une ailette selon l’invention ; - La FIG. 2 représente plus en détail une section transversale d’une pale d’aube rotorique et d’une ailette dans la deuxième position ; - La FIG. 3 représente de manière schématique une coupe cylindrique des aubes rotoriques et des ailettes dans une première position de croisière selon l’invention ; - La FIG. 4 représente de manière schématique la différence entre les angles flux en amont des aubes statoriques d’un flux primaire avec et sans l’invention en conditions décollage et croisière ; - La FIG. 5 représente de manière schématique une coupe cylindrique des aubes rotoriques et des ailettes dans une deuxième position de décollage selon l’invention ; - La FIG. 6 représente de manière schématique la pression du flux en amont d’aubes de stator en fonction des angles d’incidence des ailettes selon l’invention ; - La FIG. 7 est une vue en coupe axiale et partielle d’un exemple de module de turbomachine équipé d’une hélice ou soufflante et d’ailettes en aval agencées entre l’hélice ou soufflante et le bec de séparation selon l’invention ; - La FIG. 8 représente de manière schématique l’action d’un vortex sur les aubes statoriques en aval des ailettes selon l’invention ; - La FIG. 9 représente de manière schématique une coupe cylindrique des aubes rotoriques et des ailettes dans une troisième position d’inversion de poussée selon l’invention ; - La FIG. 10 est une vue coupe axiale d’un module de turbomachine dans laquelle est représentée la distribution du flux d’air autour des aubes rotoriques d’une hélice ou soufflante dans une position d’inversion de poussée selon l’invention. Description détaillée de l’invention La FIG. 1 représente une turbomachine 1, à plusieurs flux, destinée à être montée sur un aéronef tel qu’un avion. La turbomachine 1 représentée comprend une hélice 2 non carénée. Une telle turbomachine est un turbopropulseur et est connue sous l’expression anglaise de « open rotor » ou « unducted fan » ou « open fan ». Dans cette catégorie de turbomachine, il existe celles qui ont deux hélices non carénées et contrarotatives (connues sous le sigle anglais UDF pour « Unducted Dual Fan ») ou celles ayant une seule hélice non carénée et un redresseur qui est non caréné également et qui comprend plusieurs aubes de stator (connues sous le sigle anglais USF pour « Unducted Single Fan »). Bien entendu, l’invention s’applique à d’autres types de turbomachines tels que les turboréacteurs, et en particulier double flux et double corps. L’invention s’applique de manière générale à une turbomachine qui comprend une soufflante ou une hélice qui soit carénée ou non carénée. Dans la présente invention, et de manière générale, les termes « amont », « aval », « axial » et « axialement » sont définis par rapport à la circulation des gaz dans la turbomachine et par rapport à l’axe longitudinal X, ou axe moteur X, de la turbomachine. De même, les termes « radial », « radialement », « interne » et « externe » sont définis par rapport à un axe radial Z perpendiculaire à l’axe longitudinal X et au regard de l’éloignement par rapport à l’axe longitudinal X. Une turbomachine comprend de manière générale, d’amont en aval, un compresseur basse pression ou (« booster » en anglais) (non représenté), un compresseur haute pression (non représenté), une chambre de combustion (non représentée), une turbine haute pression (non représentée) et une turbine basse pression (non représentée). Les rotors du compresseur basse pression, et de la turbine basse pression sont reliés mécaniquement par un arbre basse pression de manière à former un corps basse pression. Les rotors du compresseur haute pression et de la turbine haute pression sont reliés mécaniquement par un arbre haute pression de manière à former un corps haute pression. L’arbre basse pression s’étend à l’intérieur de l’arbre haute pression et sont coaxiaux à l’axe longitudinal X. Chaque compresseur et chaque turbine comprend des étages d’aubes rotoriques et d’aubes statoriques qui sont alternés suivant l’axe longitudinal. Dans la présente invention, nous entendons par le terme « aube statorique » ou « aube fixe », une aube qui n’est pas entraînée en rotation autour de l’axe longitudinal X de la turbomachine. Sur la FIG. 1 , l’hélice 2 est montée en amont du compresseur basse pression. L’hélice 2 comprend une pluralité d’aubes rotoriques 3 ou aubes mobiles disposées autour de l’axe longitudinal X et s’étendant radialement depuis un rotor 4 formant le moyeu de l’hélice 2. Le rotor 4 est avantageusement centré sur l’axe longitudinal X. Chaque aube rotorique 3 comprend un pied 5 et une pale 6 qui s’étend radialement vers l’extérieur depuis le pied 5. Chaque pale 6 présente un bord d’attaque 6a, amont et un bord de fuite 6b, aval, opposés. Les pales 6 présentent chacune une surface intrados 6i et une surface extrados 6e, opposées transversalement, et qui relient les bords d’attaque et de fuite 6a, 6b. Un redresseur 7 est disposé en aval de l’hélice 2. Le redresseur 7 comprend une pluralité d’aubes de stator 8 (ou aubes fixes) connues sous le sigle anglais « OGV » pour Outlet Guide Vane. Les aubes de stator 8 sont réparties autour de l’axe longitudinal X et sont disposées en aval des aubes rotoriques 3 de l’hélice 2 de manière à redresser le flux d’air généré par celles-ci. Le flux d’air F qui traverse l’hélice 2 est scindé en un flux primaire F1 et en un flux secondaire F2 par un bec de séparation 9. Ce dernier est agencé avantageusement en aval des aubes rotoriques 3. Le flux d’air primaire F1 circule dans une veine d’écoulement primaire 10 alors que le flux secondaire F2 circule radialement à l’extérieur de la veine d’écoulement primaire 10. Le flux primaire F1 traverse l’ensemble des compresseurs, de la chambre de combustion et l’ensemble des turbines, et est éjecté à l’extérieur par une tuyère primaire (non représentée). Le flux secondaire F2 circule radialement à l’extérieur des carters et balaie le redresseur 7 non caréné. Dans le cas d’un turboréacteur double flux ou à trois flux annulaires comprenant des aubes rotoriques d’une soufflante carénée, le flux secondaire F2 circule dans une veine d’écoulement secondaire. Le bec de séparation 9 présente une forme de révolution. Plus précisément, le bec de séparation 9 présente une première paroi annulaire 11 qui permet de guider le flux d’air secondaire. La première paroi annulaire 11 s’étend suivant l’axe longitudinal X et est reliée à une paroi radialement interne 12 qui prolonge vers l’aval la première paroi annulaire 11. Le flux secondaire F2 est guidé le long de la paroi radialement interne 12 également. De manière avantageuse, mais non limitativement, le redresseur 7 est monté sur la paroi radialement interne 12. Le bec de séparation 9 comprend avantageusement une deuxième paroi annulaire 13 qui permet de guider le flux primaire. La deuxième paroi annulaire 13 s’étend radialement à l’intérieur de la première paroi annulaire 11 et est reliée à cette dernière au niveau d’un bord amont 14. La deuxième paroi annulaire 13 est reliée à une paroi radialement externe 15 qui permet de guider le flux primaire. La paroi radialement externe 15 prolonge par exemple axialement la deuxième paroi annulaire 13 vers l’aval de la turbomachine. Dans le présent exemple, la paroi radialement externe 15 forme avec une paroi radialement interne 16 la veine d’écoulement primaire 10. De manière avantageuse, mais non limitativement, le bord amont 14 du bec de séparation 9 délimite une entrée 17 de la veine d’écoulement primaire 10. Comme cela est visible sur la FIG. 1 , des aubes statoriques 18 connues sous le terme d’IGV pour « Inlet Guide Vane » en anglais sont agencées au niveau de l’entrée 17 de la veine d’écoulement primaire 10. Les aubes statoriques 18 s’étendent entre la paroi radialement externe 15 et la paroi radialement interne 16, et sont réparties régulièrement autour de l’axe longitudinal X. Ces aubes statoriques 18 sont disposées en amont du compresseur basse pression. Avantageusement, mais non limitativement, chaque aube statorique 18 comporte un bord d’attaque 18a, amont et un bord de fuite 18b, aval, opposés sensiblement suivant l’axe longitudinal X. Les bords d’attaque et de fuite 18a, 18b sont reliés par une surface intrados et une surface extrados, opposées transversalement. Chaque aube statoriques 18 comporte également une extrémité de pied fixée sur la paroi radialement interne 16 et une extrémité de tête fixée à la paroi radialement externe 15. Suivant un mode de réalisation, chaque aube rotorique 3 est à calage variable autour d’un axe de calage A. L’axe de calage A est perpendiculaire à l’axe longitudinal. Toutefois, l’axe de calage A peut présenter une inclinaison comprise par exemple entre 5° et 10° par rapport à l’axe radial Z. La turbomachine 1 est équipée à cet effet d’un système de changement de pas 20 qui permet de faire varier le calage ou le pas des aubes rotoriques 3 autour de leur axe de calage A de sorte que celles-ci puissent avoir des positions angulaires différentes selon les conditions de fonctionnement de la turbomachine et des phases de vol. Avantageusement, mais non limitativement, les pales des aubes rotoriques 3 pivotent entre au moins une première position et une deuxième position. Dans la première position, les aubes rotoriques 3 permettent un vol de croisière de l’aéronef tandis que dans la deuxième position les aubes rotoriques 3 permettent un décollage de l’aéronef. En particulier, dans la première position de vol de croisière, les aubes rotoriques 3 présentent un angle de calage de la corde par rapport à l’axe longitudinal X qui est compris entre 35° et 50°. La corde de chaque aube rotorique 3 est le segment droit qui relie un bord d’attaque 6a et un bord de fuite 6b pour chaque section transversale d’une pale 6 d’aube rotorique 3. Dans la deuxième position de décollage, les aubes rotoriques 3 présentent un angle de calage qui est compris entre 50° et 90° par rapport à l’axe longitudinal X. Avantageusement, mais non limitativement, les pales des aubes rotoriques 3 sont aptes également à équiper une troisième position dans laquelle celles-ci opèrent une inversion de poussée qui est connue en anglais sous le terme « reverse ». Dans la position d’inversion de poussée, les pales 6 participent au freinage de l'aéronef, à la manière des inverseurs de poussée usuels. Dans cette dernière position, l’angle de calage des pales est de l’ordre de 90°. Le système de changement de pas 20 peut comprendre un moyen de commande (non représenté) et un mécanisme de liaison (non représenté) qui relie le pied de chaque aube 3 au moyen de commande. Le moyen de commande peut être un actionneur, par exemple linéaire, avec un corps fixe et un corps mobile. Le mécanisme de liaison peut comprendre des bielles ou biellettes, et/ou une chaîne à mailles, etc. Le système de changement de pas 20 est installé de manière optionnelle dans le rotor 4. La turbomachine comprend des ailettes 21 qui sont configurées de manière à éviter qu’un objet étranger ne pénètre dans la veine d’écoulement primaire 10 et n’atteigne la chambre de combustion par exemple. Les ailettes 21 sont montées sur le rotor 4 et s’étendent radialement vers l’extérieur. Celles-ci sont agencées de manière avantageuse en aval des aubes rotoriques 3. Elles sont plus précisément disposées en amont du bec de séparation 9. En d’autres termes, les ailettes 21 sont disposées en amont des aubes statoriques 18. Les ailettes 21 sont disposées avantageusement autour de l’axe longitudinal X et de préférence de manière régulière. Le fait d’installer les ailettes 21 sur le rotor 4 permet que celles-ci soient entraînées en rotation également en même temps que les aubes rotoriques 3 de la soufflante ou de l’hélice, ce qui crée un effet centrifuge aidant à éviter l’ingestion des corps étrangers, tels des volatils ou de la glace. Suivant un exemple de réalisation, le nombre d’ailettes 21 est supérieur au nombre d’aubes rotoriques 3. De manière avantageuse, mais non limitativement, le nombre d’ailettes 21 est égal à au moins deux fois le nombre d’aubes rotoriques 3. Cette configuration permet d’obtenir un pas inter ailettes 21 (suivant la direction circonférentielle autour de l’axe longitudinal X) qui soit suffisamment petit pour que, par exemple, un oiseau ayant un poids de l’ordre de 1kg soit découpé par les ailettes 21 et en partie entraîné vers l’extérieur par l’effet centrifuge. Chaque ailette 21 comprend un bord d’attaque 21a et un bord de fuite 21b qui sont opposés, ici suivant l’axe longitudinal. Avantageusement, mais non limitativement, chaque ailette 21 présente un rayon de courbure qui est minimal au niveau du bord d’attaque 21a et du bord de fuite 21b. Chaque ailette 21 comprend une face intrados 21i et une face extrados 21e qui relie le bord d’attaque 21a et le bord de fuite 21b. Chaque ailette 21 s’étend également entre une extrémité de pied 21c et une extrémité de tête 21d qui est libre. L’extrémité de pied 21c est implantée dans le rotor 4. Il n’y a pas de carénage autour des ailettes 15. De manière avantageuse, les ailettes 21 sont immobiles en rotation par rapport au rotor 4. C’est-à-dire qu’elles ne pivotent pas autour d’un axe de calage et tournent uniquement avec le rotor 4. De manière avantageuse, mais non limitativement, chaque ailette 21 comprend une pluralité de sections transversales ou de profils qui sont empilées le long d’une ligne d’empilement L entre l’extrémité de pied 21c et l’extrémité de tête 21d. La ligne d’empilement L passe par le centre de gravité de chaque section d’ailette 21 transversale. La FIG. 2 représente un exemple de section transversale Ni ou profil d’une ailette 21. La section transversale Ni est prise à un rayon donné mesuré depuis l’axe longitudinal X. Chaque ailette 21 présente une corde Ci qui est un segment droit reliant le bord d’attaque 21a et le bord de fuite 21b, pour chaque section transversale. Par ailleurs, une ligne de squelette Si relie également chaque bord d’attaque 21a à chaque bord de fuite 21b et se trouve à égale distance de la surface intrados 21i et de la surface extrados 21e. En d’autres termes, la ligne de squelette Si est une ligne médiane entre la surface intrados 21i et la surface extrados 21e de l’ailette 21. La FIG. 2 illustre une section d’une pale 6 d’aube rotorique 3 et d’une ailette 21 représentés dans la deuxième position. L’ailette 21 présente un angle squelette αi au niveau du bord d’attaque 21a et pour chaque section transversale. L’angle squelette αi est mesuré entre la ligne de squelette Si et l’axe longitudinal X au niveau du bord d’attaque 21a. L’ailette 21 comprend également un angle de fuite βi au niveau du bord de fuite 21b et pour chaque section transversale. L’angle de fuite βi est mesuré entre la ligne squelette Si et l’axe longitudinal X au niveau du bord de fuite 21b. L’angle squelette αi peut être identique de l’extrémité de tête 21d à l’extrémité de pied 21c ou peut être différent. De même, l’angle de fuite βi peut être identique à l’extrémité de pied 21c et à l’extrémité de tête 21d ou différent le long de la hauteur de l’ailette 21. La FIG. 2 illustre également par exemple le flux d’air F arrivant au bord d’attaque 21a et formant un angle αF du flux d’air F mesuré à partir de l’axe longitudinal X. L’incidence du flux d’air F au bord d’attaque 21a de l’ailette 21 est représenté par l’angle d’incidence α, correspondant à la différence entre l’angle αF du flux d’air F et l’angle squelette αi. Avantageusement, mais non limitativement, les pales 6 des aubes rotoriques 3 de l’hélice 2 présentent les mêmes paramètres que ceux des ailettes 21 c’est-à-dire, une corde C6, une ligne de squelette S6, un angle squelette α6, un angle de fuite β6 pour chaque section transversale. Bien entendu, la valeur de ces paramètres peut être différente de celles des ailettes 21. De manière avantageuse, les ailettes 21 sont configurées de manière à dévier le flux d’air en sortie des aubes rotoriques 3 vers les aubes statoriques 18 entre la première position et la deuxième position. Chaque ailette 21 présente une configuration et/ou une géométrie permettant de réaliser la déviation mais également d’améliorer la distribution de la pression du flux d’air le long du bord d’attaque 18a des aubes statoriques 18. Avantageusement, mais non limitativement, les ailettes 21 sont configurées de manière à réduire la différence d’angle entre le bord de fuite des aubes rotoriques 3 et le bord d’attaque 18a des aubes statoriques 18. La FIG. 3 représente une coupe cylindrique à un rayon donné de l’hélice 2 et des ailettes 21. Sur cette FIG. 3 , les aubes rotoriques 3 occupent la première position de croisière. Les ailettes 21 sont configurées de manière que leurs cordes d’ailette soient sensiblement parallèles aux cordes de pale des pales 6 de l’hélice 2 dans au moins une des première, deuxième et troisième positions, et préférentiellement dans la première position de croisière comme cela est représenté. Suivant un exemple de réalisation, l’angle d’incidence α de l’ailette 21 est égal à +/-10° dans la première position de croisière. Préférentiellement, chaque angle d’incidence α de l’ailette 21 est égal à +/-5° dans la première position de croisière. Avantageusement, ces valeurs s’appliquent pour la section transversale au niveau des pieds de l’hélice 2 et de l’extrémité de pied des ailettes 21. La FIG. 4 représente sur l’axe des abscisses, l’angle αF du flux d'air F au niveau du bord d’attaque 18a des aubes statoriques 18 et sur l’axe des ordonnées, la hauteur hf du flux d’air F selon l’axe radial Z. Il y a une première courbe C3 qui représente l’angle αF du flux d’air F au niveau du bord d’attaque 18a des aubes statoriques 18 lorsque l’hélice 2 est dans la première position, une deuxième courbe C21 qui représente l’angle αF du flux d’air F au niveau du bord d’attaque 18a des aubes statoriques 18 lorsque l’hélice 2 est dans la deuxième position sans la présence des ailettes 21 et une troisième courbe C18 qui représente l’angle αF du flux d’air F au niveau du bord d’attaque 18a des aubes statoriques18 dans la deuxième position avec la présence des ailettes 21. Nous pouvons voir sur ce schéma que la troisième courbe C18 est plus proche de la première courbe C3 que la deuxième courbe C21 ce qui implique que la présence d’ailettes 21 permet une réduction de l’écart d’angle αF du flux d’air, et donc l’écart d’angle d’incidence, au niveau du bord d’attaque 18a des aubes statoriques 18 entre décollage (deuxième position) et croisière (première position). En calant les ailettes 21 sur l’angle de fuite βi d’une section transversale au niveau de l’extrémité de pied de l’aube rotorique 3 de l’hélice 2 sur un point de fonctionnement correspondant à un vol croisière, cela permet d’être transparent sur ce point de fonctionnement alors que pour les points de fonctionnement tel que le décollage, les ailettes 21 fourniront un travail plus important. Nous entendons ici par le terme « transparent » que les ailettes 21 ne travailleront pas ou peu sur ce point de fonctionnement car celles-ci seront dans l'axe de l'écoulement du flux d’air F. De même, nous entendons dans la présente description par le terme « travail », une déviation du flux d’air réalisée par un corps aérodynamique tel un corps d’ailette 21 ou un corps d’aube rotorique 3. La déviation du flux d’air entraîne une augmentation de la pression. Le travail fourni par les ailettes 21 dans la deuxième position (position de décollage) permet de diminuer le travail des étages de compresseur en aval des ailettes 21 et d’obtenir un gain de masse et de performance. En effet, une aube rotorique 3 en rotation a pour but de générer du travail au flux d’air. Le fait d’avoir des ailettes 21 sur le rotor 4 permet d’ajouter un travail supplémentaire au flux d’air. La FIG. 5 illustre les aubes rotoriques 3 dans la deuxième position, i.e. la position de décollage. Les ailettes 21 restent fixes en position. Dans ce cas, le flux d’air F arrivant sur les ailettes 21 est en incidence positive, et les ailettes 21 augmentent la déviation du flux d’air au niveau du rotor 4 (le repère du rotor 4) ce qui a pour effet de fournir plus de travail au flux d’air F lorsque les aubes rotoriques 3 sont dans la deuxième position correspondant au décollage que dans la première position qui correspond au vol de croisière de l’aéronef. Les ailettes 21 permettent de diminuer l’angle de flux d’air en amont des aubes statoriques 18 et retrouver un angle de flux d’air plus proche de l’angle de flux d’air observé dans la première position, ce qui permet de réduire la plage d’incidence du flux d’air sous laquelle les aubes statoriques 18 doivent être efficaces. L’angle d’incidence α de chaque ailette 21 varie de l’extrémité de pied 21c à l’extrémité de tête 21d suivant la ligne d’empilement L. En faisant varier l’angle d’incidence α, le travail du flux d’air augmente au niveau de l’extrémité de pied 21c des ailettes 21. La pression du flux d’air et l’angle de flux d’air peuvent également être homogénéisés et permettre d’avoir un gradient moins agressif le long du bord d’attaque des aubes statoriques 18. La FIG. 6 représente sur l’axe des abscisses la pression totale Pt au niveau du bord d’attaque 18a des aubes statoriques 18 et sur l’axe des ordonnées la hauteur hf du flux d’air F selon l’axe radial Z. Une première courbe C4 représente la pression au niveau du bord d’attaque 18a des aubes statoriques 18 dans le cas où les ailettes 21 dévient l’écoulement de manière similaire entre l’extrémité de pied 18c et l’extrémité de tête 18d. Une deuxième courbe C5 représente la pression au niveau du bord d’attaque 18a des aubes statoriques 18 avec une déviation supérieure à l’extrémité de pied 18c par rapport à l’extrémité de tête 18d dans la première position de croisière. La deuxième courbe C5 est sensiblement parallèle à un axe vertical dans le plan de la FIG. 6 par rapport à la première courbe C4 qui présente une inflexion. Ceci permet de tirer une meilleure performance de l’aube statorique 18 et du compresseur (booster). Suivant une caractéristique avantageuse, mais non limitative, chaque ailette 21 présente un rayon externe Rext qui est radial à l’axe longitudinal X. Dans la suite de la description, le terme « rayon externe » sera utilisé pour l’ailette 21. Le rayon externe Rext est mesuré entre l’axe longitudinale X et l’extrémité de tête libre 21d, et de préférence en un point médian entre le bord d’attaque 21a et le bord de fuite 21b. Avantageusement, le rayon externe Rext est inférieur à la hauteur h2 des pales 6 de l’hélice 2. La hauteur h2 des aubes rotoriques 3 est mesurée entre l’axe longitudinal X et une extrémité de tête 6d de la pale 6. Le rayon externe Rext peut être fonction de plusieurs paramètres dont au moins un est choisi dans le groupe comprenant la position axiale prédéterminée de chaque ailette 21 et un angle critique d’ingestion. Dans la présente demande, nous entendons par l’expression « angle critique d’ingestion », un angle d’inclinaison αh qui est mesuré entre l’axe longitudinal X et une droite inclinée D1 qui définit la trajectoire de l’objet étranger, ici un oiseau. L’angle critique d’ingestion dépend des missions de l’aéronef et de la certification de la turbomachine. Les missions de l’aéronef définissent son enveloppe de vol (ensemble des points vitesse de vol, incidence, etc.) et principalement son taux d’incidence en montée (l’angle de l’aéronef dans sa phase de décollage) ou de descente dans son plan de vol. La droite inclinée D1 passe par un point minimum du bec de séparation 9. Le point minimum (mesuré radialement depuis l’axe longitudinal X) est situé au niveau du bord amont 14. Dans le présent exemple, chaque ailette 21 est inscrite dans cet angle d’inclinaison αh formé entre l’axe longitudinal X et la droite inclinée D1, de sorte que l’objet étranger O voyageant selon la droite inclinée D1 entre en contact avec l’ailette 21 sur toute sa hauteur. En particulier, l’extrémité de tête 21d libre de chaque ailette 21 est radialement à l’intérieur de la droite inclinée D1. De manière avantageuse, mais non limitativement, l’angle d’inclinaison αh est compris entre 15° et 30°. De manière avantageuse, mais non limitativement, chaque ailette 21 est agencée à une position axiale prédéterminée (ou distance axiale prédéterminée D2) par rapport au bec de séparation 9. La position axiale est déterminée par rapport au bord amont 14 du bec de séparation 9. La position axiale prédéterminée permet que quel que soit l’angle d’arrivée de l’objet étranger O, celui-ci rentrera en contact avec au moins une ailette 15. De manière avantageuse, mais non limitativement, la distance axiale prédéterminée D2 mesurée depuis le bord amont 14 et un point entre le bord de fuite 21b et le bord d’attaque 21a de chaque ailette 21 dans un plan radial est compris entre 30 et 130 mm. Avantageusement, mais non limitativement, plus la distance axiale prédéterminée D2 est grande, plus le rayon externe Rext des ailettes 21 doit être important. La relation entre le rayon externe Rext et la position axiale (distance axiale prédéterminée D2 entre les deux points) de chaque ailette 21 est exprimée par la formule mathématique suivante : Avec : - Rext étant le rayon externe à l’extrémité de tête 21d de chaque ailette 21, en mm, au niveau d’un point entre le bord d’attaque 21a et le bord de fuite 21b, mesuré à partir de l’axe longitudinal X, - Rbec étant le rayon du bec de séparation mesuré au niveau du bord amont 14 du bec et à partir de l’axe longitudinal X (le bord amont 14 étant le point le plus en amont par rapport à l’axe longitudinal X), en mm, - D2 étant la distance axiale prédéterminée, en (mm), et est définie entre le bec de séparation et un point de tête 21d de l’ailette 21 situé entre son bord d’attaque 21a et son bord de fuite 21b. - p présentant une valeur, de préférence 40mm correspondant sensiblement à un rayon d’un corps d’un objet étranger O, en particulier un oiseau, de forme générale sensiblement circulaire et ayant un poids d’environ 1 kg, - αh étant l’angle d’inclinaison d’une droite inclinée exprimé en radian. La formule mathématique ci-dessus donne un rayon (Rext) minimum que doit atteindre l’ailette 21 à son extrémité de tête 21d, au niveau d’un point, entre le bord d’attaque 21a et le bord de fuite 21b. La formule mathématique ci-dessus définie donc le rayon Rext de l’ailette 21 en fonction de sa position le long de l’axe longitudinal X par rapport au bord amont 14 du bec de séparation 9. En référence à la FIG. 7 , comme chaque ailette 21 s’arrête à un rayon faible (le rayon externe Rext est inférieur à la hauteur h2 des aubes rotoriques 3), celles-ci vont générer un vortex V au niveau des extrémités de têtes libres 21d des ailettes 21 qui aura pour effet d’homogénéiser la pression le long du bord d’attaque des aubes statoriques 18 et l’angle du flux d’air au niveau du bord d’attaque des aubes statoriques 18. La FIG. 8 représente l’action du vortex sur les courbes C4 et C5. Le vortex réduit la charge au niveau de l’extrémité de tête des aubes statoriques 18 et augmente la charge au niveau de l’extrémité de pied des aubes statoriques 18. Les courbes C4 et C5 s’entrecroisent à mi-hauteur. Lorsque les aubes rotoriques 3 occupent la troisième position d’inversion de poussée telle que représentée sur les figures 9 et 10, le calage des aubes rotoriques 3 de l’hélice 2 à l’extrémité de pied limite grandement le passage du flux d’air qui provient en amont de l’hélice 2. En effet, l’espacement entre deux extrémités de pied d’aubes rotoriques adjacentes est plus faible qu’à leurs extrémités de tête. En installant les ailettes 21 en aval des aubes rotoriques, la vitesse du flux d’air qui arrive au niveau des extrémités de pied des aubes rotoriques 3 est plus élevée par rapport à la vitesse du flux d’air qui circule aux extrémités de tête des aubes rotoriques 3. La présence des ailettes 21 permet également de garder une dynamique (les ailettes permettent de faire avancer le flux vers l’aval, soit vers les aubes statoriques 8) et d’aspirer le flux d’air qui circule du dessus du bec de séparation 9. Module de turbomachine comprenant : - un rotor (4) centré sur un axe longitudinal (X), - une pluralité d’aubes rotoriques (3) montées sur le rotor (4) et s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal (X), les aubes rotoriques (3) étant à calage variable autour d’un axe de calage (A) transversal à l’axe longitudinal (X) entre au moins une première position correspondant à un vol de croisière et une deuxième position correspondant à un décollage, - un bec de séparation (9) disposé en aval des aubes rotoriques (3) et séparant un flux d’air traversant les aubes rotoriques (3) en un flux primaire (F1) et en un flux secondaire (F2), le bec de séparation (9) comprenant un bord amont (14) délimitant une entrée (17) d’une veine d’écoulement primaire (10) dans laquelle circule le flux primaire (F1), et, des aubes statoriques (18) agencées au niveau de l’entrée (17) de la veine d’écoulement primaire (10), caractérisé en ce que le module comprend des ailettes (21) montées solidaires en rotation du rotor (4) et s’étendant radialement par rapport à l’axe longitudinal (X), les ailettes (21) étant agencées en aval des aubes rotoriques (3) et en amont des aubes statoriques (18), les ailettes (21) étant configurées de manière à dévier le flux d’air en sortie des aubes rotoriques (3) vers les aubes statoriques (18) entre la première position et la deuxième position. Module de turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce que le nombre d’ailettes (21) est supérieur au nombre d’aubes rotoriques (3). Module de turbomachine selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que le nombre d’ailettes (21) est égal à deux fois le nombre d’aubes rotoriques (3). Module de turbomachine selon l’une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les ailettes (21) sont immobiles en rotation par rapport au rotor (4). Module de turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque aube rotorique (3) comprend une pale (6) comportant un bord d’attaque (6a) et un bord de fuite (6b) qui sont opposés et chaque ailette (21) comporte un bord d’attaque (21a) et un bord de fuite (21b) qui sont opposés, chaque pale (6) présentant une corde de pale (C6), reliant le bord d’attaque (6a) au bord de fuite (6b), qui est sensiblement parallèle à une corde d’ailette (Ci) reliant le bord d’attaque (21a) au bord de fuite (21b) dans la première position. Module de turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce que, dans la première position, un angle d’incidence (α) formé au niveau du bord d’attaque (21a) des ailettes (21) est égal à +/-10°, dans lequel l’angle d’incidence (α) correspondant à la différence entre un angle squelette (αi) au niveau du bord d’attaque (21a) de l’ailette (21), formé entre une ligne squelette (Si) reliant le bord d’attaque (21a) au bord de fuite (21b) de l’ailette (21) et l’axe longitudinal (X), et un angle de flux d’air (αF) au niveau du bord de fuite (6b) de chaque pale des aubes rotoriques (3), formé entre une ligne de squelette (S6) reliant le bord d’attaque (6a) au bord de fuite (6b) de chaque pale des aubes rotoriques (3) et l’axe longitudinal (X). Module de turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce que l’angle d’incidence (α) de chaque ailette (21) varie d’une extrémité de pied (21c) à une extrémité de tête (21d) de l’ailette (21) suivant une ligne d’empilement (L). Module de turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce que chaque ailette (21) comprend une extrémité de tête (21d) libre qui est disposée radialement à l’intérieur d’une droite inclinée (D1) par rapport à l’axe longitudinal (X) et passant par un point minimum du bec de séparation (9) en formant un angle d’inclinaison (αh) compris entre 15° et 30°. Module de turbomachine selon la revendication précédente, caractérisé en ce que chaque ailette (21) présente un rayon externe (Rext) qui est fonction de la position axiale de chaque ailette (21) par rapport au bec de séparation (9), une relation entre le rayon externe et la position axiale étant exprimée par la formule suivante : Avec, - Rext étant le rayon externe à l’extrémité de tête (21d) de chaque ailette (21) entre un bord d’attaque (21a) et un bord de fuite (21b) de l’ailette (21), - Rbec étant le rayon du bec de séparation (9) mesuré au niveau du bord amont (14), - D2 étant la distance axiale prédéterminée entre deux points et étant définie entre le bec de séparation (9) et l’ensemble des points définissant la tête de chaque ailette (21), - p présentant une valeur correspondant sensiblement à un rayon d’un corps d’un objet étranger (O) de forme sensiblement circulaire et ayant un poids d’environ 1 kg, et, - αh étant l’angle d’inclinaison de la droite inclinée (D1). Turbomachine (1) comprenant un module de turbomachine selon l’une quelconque des revendications précédentes.