FR 2990718 A1 20131122 FR 1254490 A 20120516 HELICE POUR MOTEUR D'AERONEF COMPRENANT DES MOYENS DE REDUCTION DU BRUIT A MOYENNES ET HAUTES FREQUENCES ET AMELIORATION DE LA PERCEPTION ACOUSTIQUE DESCRIPTION DOMAINE TECHNIQUE La présente invention concerne de manière 10 générale la réduction des bruits d'hélices des aéronefs. ÉTAT DE LA TECHNIQUE ANTÉRIEURE La réduction du bruit des aéronefs représente 15 depuis quelques années un enjeu socio-économique considérable. En effet, le trafic aérien est en constante croissance, que ce soit par le nombre de vols ou par la taille des avions. Cette croissance se heurte cependant à l'intégration harmonieuse de l'activité 20 aéronautique commerciale au sein de l'environnement du fait des nuisances sonores engendrées par les avions. Ainsi, les forts niveaux sonores émis par les aéronefs en phase de décollage et d'approche sont particulièrement gênants pour les riverains des 25 aéroports et les autorités contraignent donc les constructeurs aéronautiques à réduire ces bruits. D'autre part, les exigences des passagers en termes de confort sont grandissantes, et la réduction des bruits de moteurs en cabine est un facteur 30 important en vue de l'amélioration de ce confort. Par conséquent, la réduction des émissions acoustiques des aéronefs est une des priorités des constructeurs aéronautiques. La réduction du bruit des avions est cependant un défi scientifique et technique car la notion de bruit fait intervenir des phénomènes complexes qui sont encore mal connus, comme la psycho-acoustique qui concerne la perception des bruits par l'oreille humaine. Le bruit est défini par toute sensation auditive désagréable et gênante et tout phénomène acoustique produisant cette sensation. Les études effectuées en psycho-acoustique montrent que la sensation de gêne occasionnée par un 15 bruit dépend principalement de sa pureté, de son intensité et de sa fréquence. Le système auditif humain est sensible à des fréquences allant de 20 Hz à un maximum d'environ 20 000 Hz. Cependant, on sait que l'oreille humaine n'a 20 pas la même sensibilité pour toutes les fréquences audibles et ainsi la relation entre la perception d'un bruit pur et l'intensité de ce bruit n'est pas linéaire. La figure 1 illustre ainsi des courbes 25 isosoniques de l'oreille humaine selon la norme IS0226:2003. Ces courbes représentent une mesure de la pression sonore (en décibels A), en fonction de la fréquence, qu'une personne perçoit comme un son de même niveau. 30 Au regard de la figure 1, on constate que l'oreille humaine est moins sensible aux basses fréquences. Par conséquent, le cerveau humain accepte plus aisément, à puissance égale, un signal sonore de basse fréquence qu'un signal sonore de haute ou de moyenne fréquence. A titre d'exemple, un son de 50 dB(A) et de fréquence 1000 Hz produit une sensation auditive plus forte qu'un son de 50 dB(A) à la fréquence 100 Hz. On note de plus que l'oreille humaine est particulièrement sensible aux fréquences comprises entre 1000 Hz et 3000 Hz. D'autre part, le cerveau humain accepte plus aisément un signal sonore émis sur une large bande de fréquences qu'un bruit pur, ou tonal. En effet, les études réalisées sur de nombreux sujets montrent que l'oreille humaine perçoit un son comme agréable si celui-ci est constitué d'un nombre de fréquences élevé. La réduction du bruit d'un aéronef nécessite de tenir compte de sa motorisation : turbopropulseur ou turboréacteur. Dans un turboréacteur, les différentes roues 20 aubagées, telles que la soufflante et les roues aubagées du ou des compresseur(s), sont carénées. De nombreuses études ont été entreprises afin de diminuer les bruits dus aux aéronefs à turboréacteurs, qui représentent la majorité de la 25 flotte mondiale. Les bruits émis par les rotors des turboréacteurs sont particulièrement gênants car leur fréquence fondamentale est de quelques milliers de Hertz (de l'ordre de 1000-2000 Hz), fréquences auxquelles l'oreille humaine est particulièrement 30 sensible, comme l'illustre la figure 1. Ainsi, le brevet US-5,966,525 porte sur le rayonnement acoustique d'un turboréacteur induit par des imprécisions géométriques du montage des aubes de ses rotors. Cette source de bruit additionnelle est connue sous le nom de Buzz Saw Noise (BSN). En raison du carénage du rotor, certaines harmoniques se propagent en dehors du conduit d'air dans lequel évolue ce rotor, alors que d'autres sont évanescentes. La méthode décrite dans ce brevet consiste alors à déplacer l'énergie du spectre acoustique du turboréacteur, et plus particulièrement de sa composante BSN, afin de la concentrer dans la partie non propagative du spectre acoustique. A cette fin, les aubes du rotor, ayant de légères variations géométriques entre elles, sont distribuées régulièrement autour de l'axe du rotor et de manière sinusoïdale de période élevée afin de concentrer l'énergie sur des harmoniques d'ordre faible à caractère évanescent. Cette technique, bien qu'efficace, est cependant complexe puisqu'elle nécessite de fabriquer des aubes différentes, avec de légères variations géométriques. Les techniques de réduction de bruit appliquées 25 aux turboréacteurs ne peuvent pas être adaptées aux turbopropulseurs. En effet, l'hélice d'un turbopropulseur n'est pas carénée et ainsi toutes les fréquences du spectre de son signal sonore sont transmises. Il en est de même 30 dans le cas des turbomachines à doublet d'hélices contrarotatives non carénées, également dénommées « open rotor ». De plus, les vitesses de rotation d'une hélice d'un turbopropulseur ou d'un « open rotor » sont très inférieures à celles du rotor des roues aubagées d'un turboréacteur. En effet, la fréquence fondamentale du spectre acoustique rayonnée par une hélice de ce type est de quelques centaines d'Hertz de sorte que les techniques susceptibles d'en réduire le bruit sont très différentes. La fréquence fondamentale du spectre acoustique rayonné par une hélice se calcule aisément. Dans le cas d'une hélice classique à n pales tournant à une vitesse de rotation R (tr/min), l'hélice revient à un état initial pour une rotation de 1/n tour. La période du phénomène acoustique est donnée par : T1= (0) .(1/n) (1) R et la fréquence du phénomène acoustique est : f1 = 1/T1 = (R.n)/60 (2) En particulier, la fréquence fondamentale de 25 rayonnement acoustique d'une hélice à 6 pales est de f= RPM/10 puisque l'hélice revient à son état initial tous les 1/6 de tours. La traction d'une hélice est un paramètre déterminant sur le niveau de bruit en db(A) qu'elle 30 rayonne. En effet, une augmentation de la traction équivaut à une augmentation de la charge de l'hélice induisant un bruit dit « de charge » ou bruit dipolaire. L'augmentation de la traction en configuration transsonique induit également une augmentation de l'intensité des chocs sur la pale, et donc du bruit de choc dit bruit « quadripolaire ». La figure 2 illustre une représentation schématique des forces s'exerçant sur un profil aérodynamique d'une pale d'hélice d'un aéronef. Le vecteur traction T de la pale 1, dirigé selon la direction de vol de l'aéronef, est donné par la projection des forces totales Ft sur l'axe moteur X, ou axe de rotation de l'hélice. La pale 1, dont le profil est similaire à celui d'une aile d'avion, a en effet une vitesse relative W et est soumise à une force de portance Fz, perpendiculaire à son vecteur vitesse relative W et une force de tramée Fx, colinéaire à son vecteur vitesse relative W. La traction T délivrée par une pale d'une hélice est notamment liée à l'angle de calage le des pales par l'intermédiaire de l'angle d'incidence cc et de l'angle cp que fait le vecteur vitesse relative W du profil avec le plan de rotation de l'hélice Y. En effet, les angles le, cc et cp sont liés par la relation suivante : le = a + cf) (3) Par angle de calage, on entend l'angle entre la corde d'un profil aérodynamique d'une pale de l'hélice et un plan perpendiculaire à l'axe de rotation de l'hélice. La corde est définie comme le segment reliant le bord d'attaque avec le bord de fuite de la pale. Une pale d'hélice comprend un pied de pale au moyen duquel la pale est fixée sur le moyeu de l'hélice, ainsi qu'une portion aérodynamique s'étendant radialement vers l'extérieur par rapport à l'axe de rotation de l'hélice depuis le pied de la pale. La portion aérodynamique comprend une pluralité de profils aérodynamiques entre son extrémité radialement interne, nommée base de la pale et située au niveau du pied de la pale, et son extrémité radialement externe, nommée bout de pale. Dans la présente description, le profil choisi pour définir l'angle de calage est le profil de base de la pale. L'angle de calage de l'ensemble des pales d'une 15 hélice peut être modifié durant le vol, de manière commandée ou automatiquement, afin de modifier la traction fournie par l'hélice. Certains essais ont été effectués afin de réduire le bruit d'un rotor arrière d'un hélicoptère. 20 Une solution testée consiste à concevoir un rotor dans lequel la répartition des pales autour de l'axe de rotation n'est pas régulière, afin de réduire le bruit d'interaction du rotor avec ses supports. Cependant, un tel système est relativement complexe et fragile et 25 n'est pas applicable à une hélice de turbomachine sans augmenter considérablement la masse et les coûts de maintenance de celle-ci. Ce type de solution n'est donc pas optimal dans le cadre d'une exploitation commerciale à grande échelle. 30 Un des objectifs de l'invention vise à concevoir une hélice d'aéronef dont le bruit est agréable à l'oreille humaine lorsque celle-ci est en rotation et qui soit de conception simple à mettre en oeuvre. EXPOSÉ DE L'INVENTION Cet objectif est atteint par une hélice pour turbomachine d'aéronef, comprenant un moyeu en rotation selon un axe de rotation de l'hélice et au moins 4 pales reparties autour dudit moyeu, chacune des pales comprenant un pied de pale par lequel la pale est fixée sur ledit moyeu de l'hélice et une portion aérodynamique s'étendant radialement vers l'extérieur par rapport à l'axe de rotation de l'hélice depuis le pied de la pale, un angle de calage étant défini pour chaque pale comme étant l'angle que forme une corde d'un profil de l'extrémité radialement interne de la portion aérodynamique de la pale avec un plan perpendiculaire à l'axe de rotation de l'hélice, caractérisée en ce que les pales d'au moins un premier 20 ensemble de pales uniformément réparties autour dudit moyeu présentent un angle de calage différent de celui d'un deuxième ensemble de pales uniformément réparties autour dudit moyeu. De préférence, les pales de l'hélice sont 25 réparties uniformément autour dudit moyeu de l'hélice. Dans un mode de réalisation préférentiel de l'invention, l'hélice comprend n pales, avec n non premier. Selon l'invention, la différence maximale 30 d'angle de calage entre deux pales quelconques de l'hélice est inférieure ou égale à 50 . L'hélice selon l'invention peut comprendre un troisième ensemble de pales présentant un angle de calage différent de celui du premier ensemble de pales et de celui du deuxième ensemble de pales. L'invention concerne également une turbomachine pour aéronef comprenant au moins une hélice selon l'invention. L'invention concerne également une turbomachine pour aéronef comprenant deux hélices selon l'invention, les deux hélices étant coaxiales et placées l'une derrière l'autre suivant un axe de ladite machine, lesdites hélices tournant dans des sens respectifs opposés. BRÈVE DESCRIPTION DES DESSINS D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à la lecture du mode de réalisation préférentiel de l'invention fait à titre d'exemple non limitatif en référence aux figures jointes parmi lesquelles : la figure 1, déjà décrite, illustre des courbes isosoniques de l'oreille humaine ; - la figure 2, déjà décrite, illustre une représentation schématique des forces s'exerçant sur un 25 profil aérodynamique d'une pale d'hélice de turbomachine d'un aéronef ; la figure 3 illustre un premier mode de réalisation d'une hélice à six pales selon l'invention ; la figure 4 illustre un second mode de réalisation d'une hélice à six pales selon l'invention ; la figure 5 illustre un troisième mode de 5 réalisation d'une hélice à six pales selon l'invention ; - la figure 6 illustre une comparaison des spectres de bruit d'une turbomachine à hélices contrarotatives selon l'art antérieur et d'une 10 turbomachine à hélices contrarotatives comprenant des hélices selon l'invention. EXPOSÉ DÉTAILLÉ DE MODES DE RÉALISATION PARTICULIERS L'idée à la base de l'invention est 15 d'introduire un calage différentiel sur certaines pales d'une hélice. L'invention vise principalement une application aux hélices des turbomachines pour aéronef, telles que les turbopropulseurs et les turbomachines à hélices contrarotatives non carénées. 20 Plus précisément, l'invention concerne une hélice pour turbomachine d'aéronef comprenant un moyeu en rotation selon l'axe de rotation de l'hélice et au moins 4 pales reparties autour dudit moyeu, où les pales d'au moins un premier ensemble de pales 25 uniformément réparties autour du moyeu présentent un angle de calage différent de celui d'un deuxième ensemble de pales uniformément réparties autour du moyeu. Ainsi que vu précédemment, chacune des pales 30 comprend un pied de pale au moyen duquel la pale est fixée sur le moyeu de l'hélice et une portion aérodynamique s'étendant radialement vers l'extérieur par rapport à l'axe de rotation de l'hélice depuis le pied de la pale. L'angle de calage est défini pour chaque pale comme étant l'angle que forme une corde d'un profil de l'extrémité radialement interne de la portion aérodynamique de la pale avec un plan perpendiculaire à l'axe de rotation de l'hélice. La différence d'angle de calage entre deux 10 pales est obtenue par une rotation de toute une pale autour de son axe. De préférence, toutes les pales de l'hélice sont uniformément réparties autour de l'axe de l'hélice de sorte à ne pas introduire de déséquilibres de type 15 balourds sur l'arbre de l'hélice qui nécessiteraient de mettre en place des systèmes de rééquilibrage de l'hélice. Dans ce cas, l'hélice comprend de préférence n pales, avec n non premier. Ainsi l'invention concerne 20 par exemple une hélice comportant 4,6,8,9,10 ou encore 12 pales. De même, afin d'éviter la mise en place de systèmes de rééquilibrage de l'hélice et de prévenir une éventuelle usure prématurée des pièces de la 25 turbomachine, notamment du mécanisme d'entraînement de l'hélice et de son axe, les pales de l'hélice sont avantageusement identiques. Par identiques, on entend que toutes portions aérodynamiques des pales de l'hélice ont la même forme, le même poids et sont 30 réalisées dans le même matériau. De la sorte, l'usinage d'une hélice selon l'invention ne nécessite pas d'étapes complexes par rapport à l'usinage d'une hélice de l'état de l'art. L'hélice selon l'invention peut être également obtenue par un retrofit d'une hélice de type connu à pas variable. Dans ce cas, le mécanisme de pas variable est modifié pour introduire la différence d'angle de calage de certaines pales de l'hélice. La différence d'angle de calage, mise en oeuvre dans une hélice selon l'invention, associée à la répartition uniforme des pales d'un même ensemble autour du moyeu, permet de rompre l'uniformité des sources acoustiques et donc de repartir l'énergie du signal sonore émis par l'hélice sur une pluralité de raies du spectre acoustique rayonné par l'hélice, selon la configuration souhaitée. La différence d'angle de calage est avantageusement la plus grande possible afin d'obtenir une répartition de l'énergie du signal sonore importante. Cependant, le choix de l'angle de calage est limité par la nécessité de conserver de bonnes performances aérodynamiques de l'hélice. En effet, un angle de calage trop important éloigne les profils des pales de leur point de fonctionnement aérodynamique optimal. Par conséquent, la différence maximale d'angle de calage entre deux pales quelconques de l'hélice est avantageusement inférieure ou égale à 50. Les angles de calage optimum, qui permettent d'obtenir le meilleur rapport bruit / performance de l'hélice, peuvent être déterminés par simulation informatique ou par des essais en soufflerie, en prenant en compte le nombre de pales de l'hélice et le profil aérodynamique de ces pales. La modification du spectre acoustique rayonné par l'hélice, introduite par la différence d'angle de calage mise en oeuvre selon l'invention va maintenant être explicitée plus en détail avec les figures 3, 4 et 5. Dans ces figures, les hélices 30, 40 et 50 représentées, possèdent chacune six pales identiques, régulièrement reparties autour de l'axe X de rotation de l'hélice. La portion aérodynamique des pales des hélices 30, 40 et 50 est représentée très schématiquement par un trait à partir du moyeu 10 de l'hélice. Le choix d'illustrer ce mode de réalisation préférentiel de l'invention permet d'expliquer plus simplement la façon dont la répartition de l'énergie du signal sonore s'opère. La figure 3 illustre un premier mode de réalisation d'une hélice 30 de turbopropulseur selon l'invention, dans lequel l'hélice 30 possède six pales identiques, régulièrement reparties autour de l'axe X de rotation de l'hélice 30. Les pales 11,12,13,14 ont un premier angle de calage le1 tandis que les pales 21 et 22 ont un second 25 angle de calage le2 différent de P. Un calage différentiel le2 -pl est ainsi introduit sur les pales 21 et 22. Il est obtenu par une rotation d'angle P2-fll de toute la pale 21, ainsi que de toute la pale 22, autour de leurs axes. Il est à noter que les pales 30 d'angle le2 forment un ensemble de pales identiques uniformément réparties autour de l'axe X de rotation de l'hélice 30. Le spectre d'énergie du signal sonore émis par une telle hélice 30 présente deux fréquences 5 fondamentales. En effet, pour les pales 21 et 22, l'hélice revient à son état initial tous les 1/2 tours tandis que pour les autres pales, l'hélice revient à son état initial tous les 1/6 de tours. 10 Les fréquences fondamentales sont donc Il= RPM/10Hz et f2 = RPM/30Hz. On comprend que la variation de calage des pales est de type impulsionnelle, car un calage 15 différentiel d'une pale à l'autre a été introduit. Ainsi, la variation de calage des pales génère un nombre élevé d'harmoniques. Des harmoniques de la fréquence fondamentale f2 viennent ainsi enrichir le spectre de l'hélice 30. 20 La fréquence f1 présente également de nombreux harmoniques, notamment un harmonique de fréquence 2f1 ayant un niveau élevé, puisque l'hélice revient également à son état initial tous les 2/6 de tours dans le cas des pales 11,12,13,14. 25 L'énergie du signal acoustique rayonné par l'hélice est répartie entre les harmoniques, et le niveau du fondamental f1 est amoindri par rapport au niveau du fondamental f1 d'une hélice à 6 pales de l'art antérieur. 30 Par conséquent, la perception qu'a l'oreille humaine du signal sonore émis par l'hélice selon l'invention est plus agréable que dans le cas d'une hélice de l'art antérieur possédant un même nombre de pales. En effet, le bruit de l'hélice selon l'invention est de nature large bande et le niveau sonore des fréquences fondamentales est amoindri. Selon l'invention, différentes configurations de l'hélice peuvent être mises en oeuvre afin de diminuer davantage l'énergie des fondamentaux ou de mieux répartir l'énergie du signal acoustique sur différentes raies du spectre acoustique. Ainsi la figure 4 illustre un second mode de réalisation d'une hélice 40 selon l'invention, dans lequel l'hélice possède six pales identiques, uniformément réparties autour de l'axe X de rotation de l'hélice 40. Les pales 111,112,113 ont un premier angle de calage le1 tandis que les pales 121,122,123 ont un second angle de calage le2 différent de P. La figure 5 illustre un troisième mode de réalisation d'une hélice 50 selon l'invention, dans lequel l'hélice possède six pales identiques, uniformément réparties autour de l'axe X de rotation de l'hélice 50. Dans la configuration de la figure 5, l'hélice 25 comprend trois ensembles de pales présentant chacun un angle de calage différent des autres. Les pales 211 et 212 ont un premier angle de calage lel tandis que les pales 221 et 222 ont un second angle de calage le2 différent de let et les pales 331 et 30 332 ont un troisième angle de calage in différent de lel et de P. L'invention trouve avantageusement application dans le domaine des turbomachines à hélices contrarotatives, encore appelées « open rotor ». Les hélices contrarotatives sont coaxiales et 5 sont entraînées par une même turbine. Elles sont séparées par une faible distance axiale sur le même axe de rotation. Dans le cas de deux hélices contrarotatives, l'hélice qui reçoit le flux d'air en premier est 10 appelée l'hélice amont, l'autre hélice est appelée l'hélice aval. Les avantages de ce type de turbomachines sont bien connus. Ce type de configuration est notamment avantageux en termes de rendement car il permet de 15 récupérer une source supplémentaire de poussée en redressant la rotation induite sur l'air par l'hélice amont. Les configurations exploitées dans des turbomachines à deux hélices contrarotatives de l'art 20 antérieur sont nombreuses, et les hélices amont ou aval comportent généralement un nombre de pales voisin de dix. Les hélices amont ou aval peuvent avoir un nombre de pales identique ou différent. Une turbomachine à deux hélices contrarotatives 25 est par exemple décrite dans la demande de brevet US-2010/0047068 dans laquelle l'hélice amont comprend 12 pales tandis que l'hélice aval comprend 10 pales. Pour de telles turbomachines, une source de bruit importante résulte de l'interaction entre les 30 sillages de l'hélice amont et l'hélice aval. En effet, une part significative de l'émission acoustique d'un système contrarotatif résulte du bruit de raies dû à l'impact des sillages de l'hélice amont sur l'hélice aval. L'analyse montre que le bruit des raies d'interaction comprend toutes les fréquences : mB1f21+kB2122 (4) avec m et k les indices du mode de bruit, Di et 122 les vitesses des hélices amont et aval respectivement, et 10 B1 et B2 les nombres de pales des hélices amont et aval respectivement. Selon l'invention, il est proposé une turbomachine à hélices contrarotatives comprenant un doublet d'hélices contrarotatives coaxiales, chaque 15 hélice comprenant un moyeu en rotation selon l'axe de rotation de l'hélice et au moins 4 pales reparties autour dudit moyeu, où les pales d'au moins un premier ensemble de pales uniformément réparties autour du moyeu présentent un angle de calage différent de celui 20 d'un deuxième ensemble de pales uniformément réparties autour du moyeu. Pour un nombre de pales de l'hélice amont ou de l'hélice aval, par exemple voisin de 10, il est possible, en introduisant un calage différentiel 25 adéquat, de multiplier par 3 le nombre de raies générées par chaque hélice et donc par 9 le nombre de raies d'interaction selon la formule 4 ci-dessus. Le spectre acoustique rayonné par les hélices contrarotatives est alors densifié et la perception 30 acoustique qu'a l'oreille humaine du bruit d'hélice est améliorée. La figure 6 illustre des spectres acoustiques rayonnés respectifs d'une turbomachine à hélices contrarotatives d'un type connu (pointillé) et d'une turbomachine à hélices contrarotatives selon un mode de réalisation de l'invention (trait plein), opérant en régime de croisière, en champ proche mesuré dans le plan central de l'hélice amont. Les différents spectres ont été mesurés durant des essais en soufflerie. Les deux hélices de chacune de ces 10 turbomachines comportent, dans cet exemple et de manière non limitative, un nombre de pales identique et égal à 9. Les hélices de la turbomachine de type connu ne présentent pas de variation d'angle de calage, tandis 15 que les hélices de la turbomachine selon l'invention présentent un calage différentiel. Chaque hélice de la turbomachine selon l'invention comprend 2 ensembles de trois pales et six pales respectivement, uniformément réparties autour de 20 l'axe de rotation de l'hélice, les pales de chacun des ensembles ayant un angle de calage différent de celui des pales d'un autre ensemble. Les essais réalisés montrent que l'invention appliquée à une turbomachine à hélices contrarotatives 25 permet une réduction du bruit à moyennes et hautes fréquences, de près de 5 dB par fréquence. REVENDICATIONS1. Hélice (30,40,50) pour turbomachine d'aéronef, comprenant un moyeu (10) en rotation selon un axe (X) de rotation de l'hélice et au moins 4 pales (11,12,13,14,21,22) reparties autour dudit moyeu, chacune des pales comprenant un pied de pale par lequel la pale est fixée sur ledit moyeu de l'hélice et une portion aérodynamique s'étendant radialement vers l'extérieur par rapport à l'axe de rotation de l'hélice depuis le pied de la pale, un angle de calage (fl1,fl2) étant défini pour chaque pale comme étant l'angle que forme une corde d'un profil de l'extrémité radialement interne de la portion aérodynamique de la pale avec un plan perpendiculaire à l'axe de rotation de l'hélice, caractérisée en ce que les pales d'au moins un premier ensemble de pales (11,12,13,14) uniformément réparties autour dudit moyeu présentent un angle de calage (fil) différent de celui (fl2) d'un deuxième ensemble de pales (21,22) uniformément réparties autour dudit moyeu. 2. Hélice selon la revendication 1, caractérisée en ce que les pales (11,12,13,14,21,22) de l'hélice sont réparties uniformément autour dudit moyeu (10) de l'hélice. 3. Hélice selon la revendication 2, caractérisée en ce qu'elle comprend n pales, avec n non 30 premier. 4. Hélice selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la différence maximale d'angle de calage entre deux pales quelconques de l'hélice est inférieure ou égale à 50 . 5. Hélice selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce qu'elle comprend un troisième ensemble de pales (331,332) présentant un angle de calage (0) différent de celui (fil) du premier ensemble de pales (211,212) et de celui (fl2) du deuxième ensemble de pales (221,222). 6. Turbomachine pour aéronef, caractérisée en 15 ce qu'elle comprend au moins une hélice (30,40,50) selon l'une quelconque des revendications précédentes. 7. Turbomachine, caractérisée en ce qu'elle comprend deux hélices (30,40,50) selon l'une quelconque 20 des revendications 1 à 5, les hélices étant coaxiales et placées l'une derrière l'autre suivant un axe de ladite machine, lesdites hélices tournant dans des sens respectifs opposés. 25