FR 3049001 A1 20170922 FR 1652416 A 20160321 1 Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général des turbomachines aéronautique comprenant une hélice non carénée. L'invention concerne plus particulièrement la protection du bord d'attaque 5 de pales en matériau composite d'une hélice non carénée d'une turbomachine aéronautique, par exemple un turbopropulseur ou un turboréacteur. Les pales d'une hélice de turbopropulseur ou turboréacteur peuvent être soumises à des impacts d'oiseau, de glace, ou d'autres débris 10 lorsque le moteur est en fonctionnement. Généralement, les pales d'une hélice peuvent être fabriquées en alliage métallique ou en matériau composite. Pour réduire la masse du moteur, il est connu d'utiliser des pales en matériau composite. En effet, les matériaux composites présentent une tenue mécanique satisfaisante en comparaison avec les 15 alliages métalliques utilisés précédemment, tout en étant plus légers que ces derniers. Cependant, les pales en matériau composite sont plus fragiles en cas d'impact et résistent moins à l'érosion que les pales métalliques, notamment au niveau de leur bord d'attaque. 20 On cannait l'utilisation d'un clinquant métallique collé par exemple sur le bord d'attaque d'une pale de soufflante en matériau composite d'un turboréacteur à soufflante carénée. Dans ce cas, le clinquant métallique protège de manière très satisfaisante la pale en cas d'ingestion d'objets dans le moteur et protège le bord d'attaque contre 25 l'érosion. Cependant, une telle solution est couteuse à mettre en oeuvre en raison de la complexité du clinquant à fabriquer qui devra épouser le profil aérodynamique de la pale. On cannait également l'utilisation d'un clinquant métallique, par 30 exemple en alliage à base de Nickel, obtenu par électroformage sur un mandrin et collage sur le bord d'attaque d'une pale d'hélice en matériau composite. Ces clinquants permettent une bonne tenue à l'érosion et à l'impact, et sont relativement aisés à fabriquer. Cependant, l'utilisation de ce procédé est limitée par la faible 35 diversité des nuances de matériaux utilisables, et par la forme du clinquant qui ne peut généralement pas être complexe. 3049001 2 En outre, dans les deux cas précédents, à cause de la différence de raideur entre un clinquant métallique et une pale en matériau composite, la colle utilisée pour solidariser le clinquant métallique à la pale peut être cisaillée. Les risques de décollement du clinquant suite à un impact sont donc augmentés. Un autre inconvénient de la protection du bord d'attaque d'une pale par un clinquant métallique est l'augmentation de la masse que cela entraîne pour le moteur. Objet et résumé de l'invention La présente invention a donc pour but principal de pallier les inconvénients précités en proposant une turbomachine aéronautique comprenant au moins une hélice rotative non carénée, chaque hélice étant munie d'une pluralité de pales, chaque pale comprenant : un corps de pale en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, ledit corps s'étendant entre un bord d'attaque et un bord de fuite, et un élément rapporté de protection du bord d'attaque en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, ledit 20 élément rapporté étant collé sur le bord d'attaque du corps de pale. Le terme « hélice non carénée » désigne par exemple indifféremment une hélice non carénée d'un turbopropulseur ou une hélice de soufflante non carénée d'un turboréacteur. Ainsi, par « non caréné », on entend toute hélice dont chaque pale est, à son extrémité opposée à 25 l'axe de rotation de l'hélice, libre de toute enveloppe, c'est-à-dire dégagée de tout carter. Dans les turboréacteurs à soufflante non carénée, par exemple du type « Open Rotor », ou les turbopropulseurs à hélice non carénée, les pales tournent à une vitesse plus faible que les pales (ou aubes) d'une 30 soufflante d'un turboréacteur à soufflante carénée (aussi appelé « turbofan »). Ainsi, les pales d'une hélice non carénée sont moins sollicitées en cas d'impact que celles d'une hélice carénée, qui nécessitent une tenue à l'impact plus grande en raison de leur vitesse de rotation plus importante. 35 Dans un régime de vitesse de rotation plus faible, une solution pour réduire la masse des pales tout en évitant d'utiliser un clinquant 3049001 3 métallique, notamment pour réduire les risques de décollement de ce dernier, pourrait être simplement de supprimer le clinquant métallique des pales. Cependant, il serait difficile d'obtenir directement un profil aérodynamique satisfaisant, notamment au niveau du bord d'attaque, en 5 utilisant seulement les procédés habituels de fabrication de pales en matériau composite. En effet, les pales doivent être usinées précisément, ce qui augmente le temps et les coûts de fabrication. De plus, le bord d'attaque de pales usinées de la sorte présente une surface irrégulière, comprenant des facettes en raison des multiples passes d'usinage 10 nécessaires. Cet usinage demande des opérations manuelles couteuses et peu répétables. Le profil aérodynamique des pales obtenues n'est en outre pas satisfaisant. Une turbomachine aéronautique selon l'invention, tel qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur, comprend un élément rapporté de 15 protection du bord d'attaque en matériau composite qui permet de rétablir le profil aérodynamique de la pale en matériau composite au niveau de son bord d'attaque et de la protéger en cas d'impact, sans présenter les inconvénients du clinquant métallique mentionnés précédemment. En effet, l'élément rapporté est plus léger et plus facile à rapporter qu'un clinquant métallique. En outre, avec l'invention, il n'y a pas de problème d'interface entre un métal et un matériau composite. Cela limite notamment les problématiques liées au décollement du clinquant, la colle n'étant plus cisaillée en fonctionnement. En outre, un tel élément composite rapporté de protection est facile à mettre en oeuvre et à coller sur le corps de pale en matériau composite. En comparaison, le collage d'un clinquant métallique sur un corps en matériau composite nécessite une préparation de la surface du corps, par exemple par sablage, pour assurer l'adhésion du clinquant. Ces opérations ne sont pas nécessaires dans la turbomachine aéronautique selon l'invention. Il peut toutefois être avantageux que le bord d'attaque du corps de pale soit usiné grossièrement afin que l'élément rapporté puisse épouser au mieux le corps de pale. L'élément rapporté peut présenter une section sensiblement en forme de U. Le corps de pale peut par exemple présenter une forme en tenon au voisinage du bord d'attaque, pour que ledit corps et l'élément rapporté puissent s'emboiter. Le corps de pale et 3049001 4 l'élément rapporté peuvent former une liaison du type tenon-mortaise. Ainsi, il peut y avoir une continuité entre les faces intrados et extrados du corps de pale, et l'élément rapporté de façon à ne pas altérer l'aérodynamisme de la pale. 5 De préférence, le renfort fibreux du corps de pale présente un tissage tridimensionnel. De préférence également, l'élément rapporté est formé à partir d'une préforme fibreuse sèche moulée par injection d'une résine de densification. Une préforme fibreuse sèche densifiée par une matrice par 10 un procédé de moulage par injection présente une bonne tenue mécanique. En particulier, le renfort fibreux peut être noyé dans la matrice, ce qui permet une bonne répartition des efforts sur l'ensemble de l'élément rapporté en cas d'impact. Un tel élément rapporté peut présenter des géométries complexes. 15 Dans un exemple de réalisation, la préforme fibreuse sèche peut comprendre au moins une couche fibreuse présentant un tissage bidimensionnel. En variante, la préforme fibreuse sèche peut présenter un tissage tridimensionnel. Dans un exemple de réalisation, le renfort fibreux de l'élément 20 rapporté est obtenu à partir d'un empilement de plis de pré-imprégnés. Cette disposition présente l'avantage d'être aisée à mettre en oeuvre industriellement. La turbomachine aéronautique selon l'invention peut comprendre en outre un film de polyuréthane de protection contre 25 l'érosion recouvrant le corps de pale et l'élément rapporté. Un tel film de polyuréthane permet de donner à la pale un état de surface lui conférant une bonne tenue à l'érosion. Il peut être avantageux que l'élément rapporté présente une épaisseur sensiblement constante, pour rendre sa fabrication et sa mise 30 en place plus aisée. Il est toutefois possible que l'élément rapporté présente une épaisseur variable, par exemple une épaisseur plus importante sur la portion située au voisinage du bord d'attaque du corps de pale que sur les portions recouvrant partiellement les faces intrados et extrados du corps 35 de pale. Dans ce cas, le renfort fibreux de l'élément rapporté peut être obtenu à partir d'une préforme fibreuse comprenant une couche fibreuse 3049001 5 présentant un tissage bidimensionnel, ou d'une préforme fibreuse présentant un tissage tridimensionnel, dont le diamètre des fils utilisés pour le tissage varie au cours du tissage. L'invention vise également un procédé de fabrication d'une pale 5 d'hélice rotative non carénée d'une turbomachine aéronautique, le procédé comportant au moins les étapes suivantes : la fabrication d'un corps de pale en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, ledit corps s'étendant entre un bord d'attaque et un bord de fuite, 10 la fabrication d'un élément rapporté de protection du bord d'attaque en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, et le collage de l'élément rapporté sur le bord d'attaque du corps de pale. 15 De préférence, l'élément rapporté est fabriqué à partir d'une préforme fibreuse sèche moulée par injection d'une résine de densification, par exemple dans un moule ayant la forme de l'élément rapporté. Un tel procédé de moulage par injection est aussi connu en anglais sous l'abréviation RTM pour « Resin Transfer Molding ». 20 En variante, la fabrication de l'élément rapporté peut comprendre l'empilement de plis de pré-imprégnés dans un outillage de compression. Brève description des dessins 25 D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 montre un turbopropulseur comprenant une hélice 30 non carénée, - la figure 2 montre un turboréacteur à soufflante non carénée, - la figure 3 montre une pale d'un turboréacteur ou turbopropulseur selon un mode de réalisation de l'invention, - la figure 4 est une vue en coupe de la pale de la figure 3 au 35 niveau de son bord d'attaque, et 3049001 6 - la figure 5 est un ordinogramme représentant les différentes étapes d'un procédé de fabrication d'une pale pour turbomachine aéronautique selon un mode de mise en oeuvre de l'invention. 5 Description détaillée de l'invention L'invention s'applique à la réalisation de pales d'hélices non carénées pour turbomachines aéronautiques, par exemple pour un turbopropulseur ou un turboréacteur. Plus généralement, l'invention s'applique à la réalisation de pales d'hélices non carénées pour lesquelles 10 les exigences relatives à la tenue aux impacts sont moins importantes que pour les pales d'hélices carénées. Les hélices non carénées concernées peuvent être caractérisées par leur vitesse de rotation qui est plus faible que pour des hélices carénées. Par exemple, la vitesse périphérique de rotation maximale des pales d'une hélice non carénée de turbopropulseur 15 ou turboréacteur est inférieure à 260 m/s, alors que dans un turboréacteur à soufflante carénée, elle peut atteindre 460 m/s. La figure 1 montre de façon schématique un turbopropulseur 1 comprenant une hélice 2 propulsive non carénée munie d'une pluralité de pales 3. La figure 2 montre de façon schématique un turboréacteur 4 à 20 soufflante non carénée, muni de deux hélices non carénées 5a, 5b propulsives et contrarotatives, chaque hélice comportant une pluralité de pales 6 (ou aubes). L'invention s'applique indifféremment aux pales 3, 6 des turbopropulseur 1 et turboréacteur 4 précités, pourvu que leur hélice 3, 5a, 5b soit non carénée. 25 Les figures 3 et 4 montrent respectivement une pale 6 selon un mode de réalisation de l'invention, et une vue en coupe d'une partie de la pale 6 de la figure 3. De façon connue en soi, une telle pale 6 comprend un corps de pale 8 ayant une face intrados 9 (figure 4) et une face extrados 10, le corps s'étendant transversalement entre un bord d'attaque 30 12 et un bord de fuite 14. La pale 6 illustrée comprend également un pied 15 par lequel elle est destinée à être montée sur un rotor. Le corps de pale 8 est en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice. Le renfort fibreux du corps est de préférence obtenu à partir d'une préforme fibreuse réalisée par tissage 35 tridimensionnel. La matrice du corps 8 peut être par exemple céramique 3049001 7 ou organique, et obtenue par exemple à partir d'une résine de densification. Conformément à linvention, le bord d'attaque 12 de la pale 6 est protégé par un élément rapporté de protection 16 du bord d'attaque 5 12 en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice. Cet élément 16 est ici directement collé sur le bord d'attaque 12 de la pale 6. Dans l'exemple illustré, l'élément rapporté 16 s'étend de part et d'autre du corps 8 et recouvre une partie des deux faces intrados 9 et extrados 10 du corps 8. Le corps 8 au voisinage du bord d'attaque 12 10 présente ici une forme de tenon pour permettre à l'élément 16 d'épouser le bord d'attaque 12 et éviter la présence de discontinuités entre le corps 8 et l'élément rapporté 16. L'élément rapporté 16 présente ici une section transversale en forme de U, de façon à ce que l'élément rapporté 16 restaure le profil aérodynamique du bord d'attaque 12. L'élément rapporté 15 16 prend ici en étau le bord d'attaque 12 du corps 8. L'élément rapporté 16 et le corps 8 peuvent ainsi être assemblés selon une liaison du type tenon-mortaise. Dans l'exemple illustré, l'élément rapporté 16 s'étend longitudinalement sur toute la longueur du bord d'attaque 12, on notera qu'il peut en variante s'étendre longitudinalement seulement sur une 20 partie dudit bord 12. Sur la figure 5 est représenté un ordinogramme représentant les étapes d'un procédé de fabrication d'une pale selon un mode de réalisation de l'invention. Dans une première étape El, on fabrique un élément rapporté 25 16 en matériau composite. L'élément 16 peut être fabriqué de plusieurs manières. Dans un procédé de fabrication préférentiel, l'élément 16 est fabriqué par moulage par injection de résine dans une préforme fibreuse sèche, connu en anglais sous la dénomination RTM pour « Resin Transfer Molding ». Pour 30 cela, on dispose d'un moule d'injection ayant la forme de l'élément 16 dans lequel on positionne la préforme fibreuse sèche, puis on injecte une résine sous pression à l'intérieur du moule, on solidifie la résine et on extrait du moule l'élément 16 ainsi fabriqué. Dans un autre procédé de fabrication, l'élément rapporté 16 est 35 réalisé à partir d'un empilement de plis de tissus bidimensionnels pré-imprégnés de résine (ou « prepregs ») mis en forme et compactés dans 3049001 8 un outillage de compression adapté. On procède ensuite à la solidification de la résine pour obtenir l'élément rapporté 16. En variante, on peut également fabriquer l'élément rapporté 16 par les techniques connues de drapage automatique ou de dépose 5 filamentaire. Dans une deuxième étape E2, on fabrique le corps 8 destiné à recevoir l'élément rapporté 16. L'étape El et l'étape E2 peuvent être réalisées simultanément ou l'une après l'autre indifféremment. 10 Les renforts fibreux du corps 8 et de l'élément rapporté 16 de protection peuvent comprendre des fibres de carbone, ou plus généralement des fibres céramiques. Les préformes fibreuses peuvent comprendre des tissus obtenus par tissage bidimensionnel, par exemple du type toile, sergé ou satin. On notera qu'il est également possible 15 d'utiliser une préforme fibreuse réalisée par tissage tridimensionnel. La résine de densification utilisée dans le procédé de moulage par injection ou dans les plis de pré-imprégnés pourra être une résine thermodurcissable appartenant à la famille des époxydes, bismaléimides, polyimides, polyesters, vinylesters, cyanate esters, phénoliques, etc. 20 Alternativement, la résine pourra être une résine thermoplastique du type polysulfure de phénylène (PPS), polysulfone (PS), polyéthersulfone (PES), polyamide-imide (PAI), polyétherimide (PEI), ou bien de la famille des polyaryléthercétones (PAEK) : PEK, PEKK, PEEK, PEKKEK, etc. La solidification ou durcissement de la résine est obtenu par 25 cuisson pour une résine thermodurcissable, et par un refroidissement pour une résine thermoplastique. La régulation thermique du moule d'injection ou de l'outillage de compression pourra être réalisée par tout moyen connu de régulation, par exemple par l'utilisation de cartouches chauffages, par une régulation sous eau ou huile, par un système de 30 chauffage par induction, etc. Une fois que le corps 8 a été fabriqué, il peut être usiné grossièrement au niveau de son bord d'attaque 12 (étape E3) pour que l'élément rapporté 16 puisse épouser le bord d'attaque 12. Cet usinage préalable permet aussi d'éviter que l'élément rapporté 16 ne modifie le 35 profil aérodynamique de la pale tout en assurant une continuité entre le corps 8 et l'élément rapporté 16 au niveau des faces intrados 9 et 3049001 9 extrados 10. En d'autres termes, l'usinage permet que la surface externe de l'élément rapporté 16 opposée à la surface qui est collée, soit au même niveau que les faces 9, 10 du corps 8. Une couche de colle 18 est étalée dans une quatrième étape E4 5 sur le bord d'attaque 12 et les portions des faces 9, 10 du corps 8 qui vont accueillir l'élément rapporté 16. L'élément rapporté 16 est ensuite placé sur les zones enduites de colle pour être collé (étape E5). Selon le type de colle 18 utilisé, il pourra éventuellement être nécessaire de la solidifier. La colle pour former la couche de colle 18 peut être choisie par exemple 10 parmi les colles époxy. Dans l'exemple illustré, l'élément rapporté 16 présente une épaisseur e constante, ce qui rend sa fabrication plus aisée. En variante, on peut réaliser un élément rapporté 16 qui présente une épaisseur variable, par exemple une épaisseur plus grande 15 au niveau du bord d'attaque 12. Pour faire varier l'épaisseur de l'élément rapporté 16, on peut par exemple utiliser des fils de tailles différentes au sein des tissus précités lors de leur tissage, ou avoir recours à une préforme fibreuse tissée par tissage tridimensionnel. A titre d'exemple, l'épaisseur g de l'élément rapporté peut être 20 comprise entre 0,5 mm et 2 mm, et de préférence entre 0,5 mm et 1,5 mm. Le rayon de courbure interne de l'élément rapporté 16 au niveau du bord d'attaque 12 peut par exemple être de 1 mm. Afin de mieux protéger la pale 6 en matériau composite de l'érosion, il est enfin possible de recouvrir le corps 8 et l'élément rapporté 25 16 d'un film anti érosion 20. Un tel film anti-érosion peut par exemple être un film polyuréthane. Le film anti-érosion 20 peut être déposé par exemple par pulvérisation de polyuréthane liquide sur la pale 6, le polyuréthane étant ensuite solidifié, par exemple par polymérisation, pour former le film 20. En variante, le film anti-érosion 20 peut être 30 directement déposé sous forme de film préfabriqué. REVENDICATIONS1. Turbomachine aéronautique (1, 4) comprenant au moins une hélice rotative non carénée (2, 5a, 5b) munie d'une pluralité de pales (3, 5 6), chaque pale (3, 6) comprenant : un corps de pale (8) en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, ledit corps s'étendant entre un bord d'attaque (12) et un bord de fuite (14), et un élément rapporté (16) de protection du bord d'attaque (12) 10 en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, ledit élément rapporté (16) étant collé sur le bord d'attaque (12) du corps de pale (8). 2. Turbomachine selon la revendication 1, dans lequel le renfort 15 fibreux du corps de pale (8) présente un tissage tridimensionnel. 3. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, dans lequel l'élément rapporté (16) est formé à partir d'une préforme fibreuse sèche moulée par injection d'une résine de densification. 20 4. Turbomachine selon la revendication 3, dans lequel la préforme fibreuse sèche comprend au moins une couche fibreuse présentant un tissage bidimensionnel. 25 5. Turbomachine selon la revendication 3, dans lequel la préforme fibreuse sèche présente un tissage tridimensionnel. 6. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 2, dans lequel le renfort fibreux de l'élément rapporté (16) est obtenu à 30 partir d'un empilement de plis de pré-imprégnés. 7. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, comprenant en outre un film de polyuréthane (20) de protection contre l'érosion recouvrant le corps de pale (8) et l'élément rapporté (16). 35 3049001 11 8. Turbomachine selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, dans laquelle l'élément rapporté (16) présente une épaisseur (g) sensiblement constante. 9. Procédé de fabrication d'une pale (3, 6) d'hélice rotative non carénée (2, 5a, 5b) d'une turbomachine aéronautique (1, 4), le procédé comportant au moins les étapes suivantes : la fabrication d'un corps de pale (8) en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, ledit corps (8) 10 s'étendant entre un bord d'attaque (12) et un bord de fuite (14), la fabrication d'un élément rapporté (16) de protection du bord d'attaque (12) en matériau composite ayant un renfort fibreux densifié par une matrice, et le collage de l'élément rapporté (16) sur le bord d'attaque (12) 15 du corps de pale (3, 6). 10. Procédé selon la revendication 9, dans lequel l'élément rapporté est fabriqué à partir d'une préforme fibreuse sèche moulée par injection d'une résine de densification.