FR 3101854 A1 20210416 FR 1911490 A 20191015 L’invention porte sur une nacelle de turbomachine comprenant : - une lèvre d’entrée définissant une entrée d’air, et - un dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air comprenant : - un premier bec, et - un deuxième bec, le premier bec et le deuxième bec étant mobiles en translation par rapport à la nacelle entre : - une première configuration où le premier bec forme la lèvre d’entrée et le deuxième bec s’étend à l’intérieur de la nacelle, et - une deuxième configuration où le premier bec s’étend à distance de la lèvre d’entrée, et le deuxième bec forme la lèvre d’entrée, de sorte à définir un canal d’écoulement d’air entre une surface aval du premier bec et une surface amont du deuxième bec. Figure pour l’abrégé : : Fig. 6 NACELLE DE TURBOMACHINE DOMAINE DE L’INVENTION L’invention concerne une nacelle de turbomachine. L’invention vise plus spécifiquement une nacelle de turbomachine comprenant un dispositif de modification d’une géométrie d’entrée d’air. ETAT DE LA TECHNIQUE On connaît des turbomachines présentant un taux de dilution élevé en vue d’améliorer leur rendement propulsif. Ces turbomachines sont toutefois de volume et de masse très importants, ce qui pénalise la performance énergétique de l’aéronef qu’elles propulsent, et induit des contraintes d’installation géométrique accrues. Pour pallier cet inconvénient, il est connu de raccourcir la nacelle de la turbomachine. Néanmoins, l’entrée d’air est alors privée de sa capacité à limiter la génération et/ou la transmission de distorsions dans le flux d’air admis par la turbomachine. De telles distorsions sont préjudiciables pour la stabilité et les performances de la turbomachine, notamment de sa soufflante. Une manière connue de résoudre ce problème consiste à munir la nacelle d’un dispositif de modification de la géométrie d’entrée d’air. Un tel dispositif comprend généralement une partie qui est mobile entre une position escamotée, où l’entrée d’air présente une géométrie nominale, et une position déployée, où la géométrie de l’entrée d’air est modifiée. De cette manière, lors de faibles vitesses d’avancement de l’aéronef, le déplacement du point d’arrêt au sein du flux d’air peut être réduit, grâce à l’ouverture d’une section additionnelle d’alimentation en flux d’air admis. En outre, le phénomène usuel de contournement de la lèvre d’entrée d’air par l’écoulement est minimisé. Ce phénomène a en effet typiquement lieu à faibles vitesses d’avancement, lorsque la partie radialement externe de l’écoulement est dévié vers l’extérieur de la nacelle par la forme bombée de la lèvre d’entrée d’air. Ceci entraîne une perte de débit d’air admis qui peut être préjudiciable aux performances de la turbomachine. Néanmoins les dispositifs de modification de la géométrie d’entrée d’air connus de l’art antérieur présentent de nombreux inconvénients. Par exemple, le déploiement induit des phénomènes aérodynamiques indésirables, c’est-à-dire des perturbations de l’écoulement, tels que des décollements de couche limite au sein de l’écoulement, qui entraînent de fortes pertes de charge au sein du flux d’air admis. En outre, en position escamotée, la partie mobile présente de nombreuses discontinuités qui augmentent la traînée au sein de l’écoulement. Par ailleurs, les mécanismes nécessaires au passage de la position escamotée à la position déployée sont généralement complexes et encombrants, ce qui limite leur intégration au sein d’une nacelle de turbomachine. Enfin, de tels dispositifs ne présentent pas de systèmes redondants en cas de défaillance des mécanismes de déploiement. Il existe donc un besoin de pallier au moins un des inconvénients de l’art antérieur précédemment décrits. DESCRIPTION DE L’INVENTION Un des buts de l’invention est réduire la transmission et/ou la génération de distorsions au sein du flux d’admission d’une turbomachine, notamment d’une turbomachine comprenant une nacelle de dimension axiale et d’épaisseur réduite. Un autre but de l’invention est d’améliorer les propriétés aérodynamiques d’une nacelle de turbomachine, quelles que soient les conditions d’écoulement d’air. Un autre but de l’invention est de proposer une nacelle dont l’entrée d’air est à géométrie variable. Un autre but de l’invention est de renforcer la robustesse du comportement aérodynamique d’une nacelle dans l’ensemble de son domaine d’opération. Un autre but de l’invention est de limiter les phénomènes aérodynamiques indésirables lors du déploiement d’un dispositif de modification d’une géométrie d’entrée d’air, tant à l’intérieur qu’à l’extérieur de la nacelle. A cet égard, l’invention a pour objet une nacelle de turbomachine présentant un axe longitudinal et comprenant : une lèvre d’entrée définissant une entrée d’air, et un dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air, ledit dispositif comprenant : un premier bec, et un deuxième bec, le premier bec et le deuxième bec étant mobiles en translation selon l’axe longitudinal par rapport à la nacelle entre : une première configuration où le premier bec forme la lèvre d’entrée et le deuxième bec s’étend à l’intérieur de la nacelle, sans interaction avec l’écoulement d’air externe, et une deuxième configuration où le premier bec s’étend à distance de la lèvre d’entrée, et le deuxième bec forme la lèvre d’entrée, de sorte à définir un canal d’écoulement d’air entre une surface aval du premier bec et une surface amont du deuxième bec. Dans une telle nacelle, la surface de captation d’air peut être agrandie à faible vitesse d’avancement de l’aéronef sur lequel est monté la nacelle (i.e. vitesse absolue de l’aéronef par rapport au sol), grâce au canal d’écoulement d’air de la deuxième configuration. En outre, la longueur de l’entrée d’air peut être allongée à faible vitesse d’avancement, toujours grâce à la deuxième configuration, ce qui limite la transmission et/ou la génération de distorsions au sein du flux d’admission. Par ailleurs, la longueur de l’entrée d’air demeure courte à forte vitesse d’avancement, grâce à la première configuration, ce qui limite les pertes aérodynamiques de la turbomachine. De plus, le passage de la première configuration à la deuxième configuration garantit un comportement aérodynamique stable de l’écoulement. Enfin, il est possible de concevoir une géométrie du canal d’écoulement d’air en modifiant localement (i.e. selon une direction circonférentielle autour de l’axe longitudinal) la surface aval du premier bec, et/ou la surface amont du deuxième bec, de sorte à optimiser le comportement de l’écoulement d’entrée, quelles que soient les conditions de fonctionnement de la turbomachine. Avantageusement, mais facultativement, la nacelle selon l’invention peut en outre comprendre au moins l’une des caractéristiques suivantes, prises seules ou en combinaison : le deuxième bec présente, dans un plan radial par rapport à l’axe longitudinal, un profil amont de deuxième bec, le profil amont de deuxième bec présentant, dans la deuxième configuration, une continuité tangentielle avec un profil de la nacelle défini dans le plan radial, le premier bec présente, dans un plan radial par rapport à l’axe longitudinal, un profil amont de premier bec, et le deuxième bec présente, dans le plan radial, un profil amont de deuxième bec, le profil amont de deuxième bec étant identique au profil amont de premier bec, le deuxième bec présente : dans un premier plan radial par rapport à l’axe longitudinal, un premier profil amont de deuxième bec, et dans un deuxième plan radial par rapport à l’axe longitudinal, un deuxième profil amont de deuxième bec, le deuxième profil amont de deuxième bec étant différent du premier profil amont de deuxième bec, de sorte à ce que le canal d’écoulement d’air présente, dans le premier plan radial, une première section longitudinale, et dans le deuxième plan radial, une deuxième section longitudinale, la deuxième section longitudinale étant différente de la première section longitudinale, le premier bec présente : dans un premier plan radial par rapport à l’axe longitudinal, un premier profil aval de premier bec, et dans un deuxième plan radial par rapport à l’axe longitudinal, un deuxième profil aval de premier bec, le deuxième profil aval de premier bec étant différent du premier profil aval de premier bec, de sorte à ce que le canal d’écoulement d’air présente, dans le premier plan radial, une première section longitudinale, et dans le deuxième plan radial, une deuxième section longitudinale, la deuxième section longitudinale étant différente de la première section longitudinale, sur au moins une portion angulaire du dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air, le premier bec et le deuxième bec sont reliés de sorte à former un bec unique, également mobile en translation selon l’axe longitudinal par rapport à la nacelle, le premier bec et le deuxième bec s’étendent sur une première portion angulaire de la nacelle, une deuxième portion angulaire de la nacelle étant bordée par une partie fixe de la lèvre d’entrée d’air, le dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air comprend une tige de guidage s’étendant parallèlement à l’axe longitudinal, et reliant le premier bec au deuxième bec de manière à ce que, sur au moins une portion angulaire du dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air, le premier bec soit monté fixe par rapport au deuxième bec, le dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air comprend une tige de guidage s’étendant parallèlement à l’axe longitudinal, la tige de guidage étant télescopique de sorte à ce que, sur au moins une portion angulaire du dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air, le mouvement du premier bec soit indépendant du mouvement du deuxième bec, elle comprend un système de dégivrage du premier bec et/ou du deuxième bec, comprenant un canal de circulation de fluide de dégivrage s’étendant au moins en partie à l’intérieur de la tige de guidage, le dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air comprend en outre un actionneur logé dans la nacelle, et configuré pour mettre en mouvement le premier bec et le deuxième bec entre la première configuration et la deuxième configuration, L’invention a également pour objet une turbomachine comprenant une nacelle telle que celle précédemment décrite. DESCRIPTION DES FIGURES D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels : la figure 1 est une vue en coupe d’une nacelle de turbomachine, la figure 2 est une vue en perspective d’un premier exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine selon l’invention dans une première configuration, la figure 3 est une vue en perspective du premier exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine illustré en figure 1 dans une deuxième configuration, la figure 4 est une vue en coupe d’une partie d’un deuxième exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine selon l’invention dans une première configuration, la figure 5 est une vue en coupe d’une partie d’un troisième exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine selon l’invention dans une première configuration la figure 6 est une vue en coupe d’une partie du deuxième exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine illustré en figure 4, dans une deuxième configuration, la figure 7 est une vue en coupe d’une partie d’un quatrième exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine selon l’invention dans une première configuration, la figure 8 est une vue en coupe d’une partie du quatrième exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine illustré en figure 7 dans une deuxième configuration, la figure 9 est une vue de face d’un cinquième exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine selon l’invention, la figure 10 est une vue en coupe d’une partie d’un sixième exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine selon l’invention dans une deuxième configuration, la figure 11 est une vue en coupe d’une partie d’un septième exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine selon l’invention dans une première configuration, la figure 12 est une vue en coupe d’une partie du septième exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine illustré en figure 11 dans une deuxième configuration, la figure 13 est une vue en perspective de côté d’un huitième exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine selon l’invention, la figure 14 est une vue en coupe d’un neuvième exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine selon l’invention, la figure 15 est une vue de face du neuvième exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine selon l’invention illustré en figure 14, la figure 16 est une vue en coupe d’un dixième exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine selon l’invention, et la figure 17 est une vue de face du dixième exemple de réalisation d’une nacelle de turbomachine selon l’invention illustré en figure 14. Nacelle de turbomachine (1) présentant un axe longitudinal (X-X) et comprenant : - une lèvre d’entrée (10) définissant une entrée d’air (100), et - un dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air (3), ledit dispositif (3) comprenant : - un premier bec (30), et - un deuxième bec (32), le premier bec (30) et le deuxième bec (32) étant mobiles en translation selon l’axe longitudinal (X-X) par rapport à la nacelle (1) entre : - une première configuration où le premier bec (30) forme la lèvre d’entrée (10) et le deuxième bec (32) s’étend à l’intérieur de la nacelle (1), et - une deuxième configuration où le premier bec (30) s’étend à distance de la lèvre d’entrée (10), et le deuxième bec (32) forme la lèvre d’entrée (10), de sorte à définir un canal d’écoulement d’air (34) entre une surface aval du premier bec (30) et une surface amont du deuxième bec (32). Nacelle de turbomachine (1) selon la revendication 1, dans laquelle le deuxième bec (32) présente, dans un plan radial (P) par rapport à l’axe longitudinal (X-X), un profil amont de deuxième bec (C3), le profil amont de deuxième bec (C3) présentant, dans la deuxième configuration, une continuité tangentielle avec un profil de la nacelle (1) défini dans le plan radial (P). Nacelle de turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 et 2, dans laquelle le premier bec (30) présente, dans un plan radial (P) par rapport à l’axe longitudinal (X-X), un profil amont de premier bec (C1), et le deuxième bec (32) présente, dans le plan radial (P), un profil amont de deuxième bec (C3), le profil amont de deuxième bec (C3) étant identique au profil amont de premier bec (C1). Nacelle de turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 3, dans laquelle le deuxième bec (32) présente : - dans un premier plan radial (P1) par rapport à l’axe longitudinal (X-X), un premier profil amont de deuxième bec (C31), et - dans un deuxième plan radial (P2) par rapport à l’axe longitudinal (X-X), un deuxième profil amont de deuxième bec (C32), - le deuxième profil amont de deuxième bec (C32) étant différent du premier profil amont de deuxième bec (C31), de sorte à ce que le canal d’écoulement d’air (34) présente, dans le premier plan radial (P1), une première section longitudinale, et dans le deuxième plan radial (P2), une deuxième section longitudinale, la deuxième section longitudinale étant différente de la première section longitudinale. Nacelle de turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 4, dans laquelle le premier bec (30) présente : - dans un premier plan radial (P1) par rapport à l’axe longitudinal (X-X), un premier profil aval de premier bec (C21), et - dans un deuxième plan radial (P2) par rapport à l’axe longitudinal (X-X), un deuxième profil aval de premier bec (C22), - le deuxième profil aval de premier bec (C22) étant différent du premier profil aval de premier bec (C21), de sorte à ce que le canal d’écoulement d’air (34) présente, dans le premier plan radial (P1), une première section longitudinale, et dans le deuxième plan radial (P2), une deuxième section longitudinale, la deuxième section longitudinale étant différente de la première section longitudinale. Nacelle de turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 5, dans laquelle, sur au moins une portion angulaire du dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air (3), le premier bec (30) et le deuxième bec (32) sont reliés de sorte à former un bec unique (33), également mobile en translation selon l’axe longitudinal (X-X) par rapport à la nacelle (1). Nacelle de turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 6, dans laquelle le premier bec (30) et le deuxième bec (32) s’étendent sur une première portion angulaire de la nacelle (1), une deuxième portion angulaire de la nacelle (2) étant bordée par une partie fixe de la lèvre d’entrée d’air (10). Nacelle de turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 7, dans laquelle le dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air (3) comprend une tige de guidage (36) s’étendant parallèlement à l’axe longitudinal (X-X), et reliant le premier bec (30) au deuxième bec (32) de manière à ce que, sur au moins une portion angulaire du dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air (3), le premier bec (30) soit monté fixe par rapport au deuxième bec (32). Nacelle de turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 8, dans laquelle le dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air (3) comprend une tige de guidage (36) s’étendant parallèlement à l’axe longitudinal (X-X), la tige de guidage (36) étant télescopique de sorte à ce que, sur au moins une portion angulaire du dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air (3), le mouvement du premier bec (30) soit indépendant du mouvement du deuxième bec (32). Nacelle de turbomachine (1) selon l’une des revendications 8 et 9, comprenant un système de dégivrage du premier bec (30) et/ou du deuxième bec (32), comprenant un canal de circulation de fluide de dégivrage s’étendant au moins en partie à l’intérieur de la tige de guidage (36). Nacelle de turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 10, dans laquelle le dispositif de modification d’une géométrie de l’entrée d’air (3) comprend en outre un actionneur (36) logé dans la nacelle (1), et configuré pour mettre en mouvement le premier bec (30) et le deuxième bec (32) entre la première configuration et la deuxième configuration. Turbomachine comprenant une nacelle de turbomachine (1) selon l’une des revendications 1 à 11.