FR 3125797 A1 20230203 FR 2108287 A 20210729 L’invention concerne un propulseur aéronautique comprenant un moteur central (3), une série amont et une série aval de pales (9, 6), les pales (90,60) de l’une au moins de ces séries étant adaptées pour pouvoir être entraînées en rotation autour de l'axe longitudinal central (X) par une turbine, une nacelle (5) qui renferme le moteur central. Certaines au moins des pales des deux séries sont à calage variable. L’une au moins des pales (90) de la première série de pales (9) présente un bord de fuite présentant des ondulations (93), et/ou l’une au moins des pales (60) de la deuxième série de pales (6) présente un bord d’attaque présentant des ondulations (63). Figure à publier avec l’abrégé : [Fig. 5] Propulseur pour un aéronef Domaine technique de l’invention L’invention concerne un propulseur aéronautique, en particulier d’avion, le long duquel un écoulement gazeux peut circuler d’amont vers l’aval, le propulseur présentant un axe longitudinal central (X), et comprenant: - une première série de pales, - une deuxième série de pales positionnées à l'aval de la première série de pales, les première et deuxième séries de pales définissant chacune une hélice non-carénée, dont au moins un rotor non-caréné (« open rotor » ou « unducted fan » en anglais) pouvant être entraîné en rotation, - (au moins) un moteur (que l’on peut appeler moteur central), pour ledit entraînement en rotation autour de l'axe longitudinal central des pales de l’une au moins des première série de pales et deuxième série de pales, et - une nacelle qui peut renfermer le moteur. L’expression « non-caréné » correspond donc aux expressions anglo-saxonnes « open » (comme open rotor) ou « unducted » (comme unducted fan). Ci-après les termes pale et aube désignent la même chose. Le moteur peut être un moteur thermique, en particulier turbomoteur, turboréacteur, turbosoufflante à faible taux de dilution, turbosoufflante à fort taux de dilution, turbosoufflante à engrenages ou à boitier de réduction de vitesse, turboréacteur à turbines contra-rotatives, un moteur électrique, un moteur à hydrogène, ou un moteur hybride : thermique et/ou électrique et/ou à hydrogène. L’utilisation de plusieurs moteurs n’est donc bien entendu pas exclue.En tant que source(s) d’énergie du(des) moteur(s), on peut citer les carburants à base de kérosène, l’essence pour aviation, le diesel, les biocarburants pour aviation, l’électricité, l’hydrogène. L'invention est donc applicable notamment : - aux turbomachines de type « open rotor(s) » (par exemple, un « Contra-Rotating Open Rotor », CROR : hélices non-carénées contrarotatives) et « open rotor-stator » (par exemple, un « Unducted Single Fan », USF : hélice ou soufflante unique non carénée suivie d’un redresseur), ci-après « rotor(s) non-caréné(s) » ou « à rotor et stator non-carénés » formant un système d'hélices, - aux turbomachines pouvant être un turbopropulseur, mais pouvant alternativement être un turboréacteur à soufflante contrarotative ou à couple rotor et stator non-carénés. Il est rappelé qu’en aéronautique une turbomachine est un propulseur à turbine(s) à gaz. Etat de la technique antérieure Notamment parmi les moteurs à turbine à gaz, on en connaît utilisant une architecture de type à rotor(s) non-caréné(s) ou à rotor et stator non-carénés. Par exemple, un turboréacteur à double flux fonctionne sur le principe qu'un moteur de turbine à gaz entraîne une soufflante (appelée « fan »), la soufflante étant située à un emplacement radial entre une nacelle du moteur et le moyeu du moteur. Un moteur à rotor(s) non-caréné(s) ou à rotor et stator non-carénés fonctionne différemment, avec la soufflante située, radialement à l’axe de rotation du moteur central, à l'extérieur de la nacelle du moteur central. Cela permet l'utilisation de pales de soufflante (ou hélice) qui peuvent être plus grandes et capables d'agir sur un plus grand volume d'air que pour un turboréacteur à double flux caréné. On peut améliorer ainsi le taux de dilution (« ByPass Ratio », BPR, en anglais) et le rendement propulsif par rapport aux moteurs conventionnels. Sur un moteur à turbine(s) à gaz, l'invention ci-après détaillée s'applique ici que le ou lesdits rotor(s) non-caréné(s) ou à rotor et stator non-carénés soient disposé en amont de la chambre de combustion (configuration appelée « puller » ou tracteur) ou en aval d’elle (configuration appelée « pusher » ou pousseur). En configuration « puller » au moins la première série de pales : - est entraînée en rotation autour de l'axe longitudinal central, et - est située au niveau du(ou des) compresseur(s) du moteur et/ou du boitier de réduction de vitesse (« gearbox », en anglais), s’il en existe et si le moteur est un moteur à turbine(s) à gaz . En configuration « pusher » au moins la première série de pales : - est entraînée en rotation autour de l'axe longitudinal central, et - est située au niveau de la(ou des) turbine(s) du moteur si le moteur est un moteur à turbine(s) à gaz. Dans chacun de ces deux cas, au sein du système d'hélice(s), il peut être envisagé de placer la turbine de puissance du moteur central qui entraîne le ou les rotors, en amont, en aval ou au niveau de ces hélices contrarotatives ou d’un couple hélice de rotor et redresseur de stator. Cela est également applicable pour la position d’un boitier de réduction de vitesse (par exemple, un réducteur différentiel à train épicycloïdal, comme divulgué par EP2521851) dans le cas d’un moteur central avec un système à engrenages vis-à-vis de la ou des hélices de rotor. En effet, sur un moteur à turbine(s) à gaz, notamment pour un cas CROR, il peut être très pertinent d’interposer un boitier de réduction de vitesse entre les pales considérées et la (ou l’une des) turbine(s), de manière que les pales de l’hélice amont et/ou aval en cause tournent à une vitesse moindre par rapport à la (ou l’une des) turbine(s). Cela est également applicable pour la position du train épicycloïdal dans le cas d’un turbopropulseur (à train épicycloïdal) vis-à-vis de la ou des hélices de rotor. Ainsi, dans le domaine, on connait un propulseur aéronautique le long duquel un écoulement gazeux peut circuler d’amont vers l’aval, le propulseur présentant un axe longitudinal central (X), et comprenant: - une première série de pales, - une deuxième série de pales positionnées à l'aval de la première série de pales, - des moyens (appelés parfois ci-après premiers moyens) d’entrainement , pour entraîner en rotation autour de l'axe longitudinal central les pales de l’une au moins des première série de pales et deuxième série de pales, - une nacelle qui présente une surface externe aérodynamique par rapport à laquelle la première série de pales et la deuxième série de pales font saillie, radialement à l’axe longitudinal central, chaque pale de la première série de pales et de la deuxième série de pales présentant : -- une extrémité libre opposée à une extrémité de connexion formant un pied de pale proche de la nacelle, -- une face d’intrados et une face d’extrados, -- une corde C située à un rayon défini centré sur l’axe longitudinal central, -- un rayon Ri entre l’axe longitudinal central et un emplacement qui vient de niveau avec la surface externe de la nacelle, cet emplacement étant situé : --- sur la pale ou --- sur un bras de calage de la pale, -- un rayon Re entre l’axe longitudinal central et un emplacement sur l’extrémité libre de la pale le plus éloigné de l’axe longitudinal central X, suivant une direction transversale à l’axe central, et -- une envergure (distance Re-Ri) définie, radialement à l’axe longitudinal central, entre l’extrémité libre et l’extrémité de connexion, suivant ladite direction transversale, certaines au moins des pales de la première série de pales étant à (angle de) calage variable, de sorte que chacune d’elles puissent pivoter autour d’un dit bras de calage auquel ladite pale est fixée, autour d’un axe de calage qui traverse la pale, et/ou certaines au moins des pales de la deuxième série de pales étant aussi à (angle de) calage variable, de sorte que chacune d’elles puissent pivoter autour d’un dit bras de calage auquel ladite pale est fixée, autour d’un axe de calage qui traverse la pale. La première série de pales et la deuxième série de pales (ou première hélice et deuxième hélice) sont donc espacé(e)s axialement l'un(e) de l'autre. Il a été compris qu’un propulseur aéronautique est un dispositif de production d'une énergie qui assure, dans le domaine de la navigation aérienne, le déplacement d'un mobile et/ou le fonctionnement d'un moteur. De fait, on connaît déjà des propulseurs aéronautiques à turbines à gaz (où le moteur est souvent appelé « core engine ») qui comprennent des moyens d’entrainement pour faire pivoter la pale concernée via le bras de calage auquel elle est fixée, ceci autour de son axe de calage. De façon connue dans d’autres applications, il s’agit d’un système de calage de pale (PCM : Pitch Change Mechanism/mécanisme de changement de pas ou de calage variable), relié au bras de calage de la pale en pied de pale. Un problème rencontré concerne quoi qu’il en soit encore le bruit généré par le propulseur. La tenue mécanique, le rendement, la performance aérodynamique peuvent être aussi concernés, ainsi que d’autres aspects ci-après cités. Notamment en améliorant le rendement et/ou la performance aérodynamique, un impact de lutte contre le réchauffement climatique est également visé. Présentation de l’invention L’invention vise à répondre à tout ou partie de ces problèmes, de manière simple, fiable et peu onéreuse. A cet effet, l’invention concerne donc un propulseur aéronautique conforme à ce qui mentionné ci-avant, à première et deuxième séries de pales non-carénées (type CROR/USF par exemple) et qui comprend donc notamment : - une dite première série de pales et une dite deuxième série de pales positionnées à l'aval de la première série de pales, - des premiers moyens d’entrainement pour entrainer en rotation autour de l'axe longitudinal central la première série de pales et/ou la deuxième série de pales, - des seconds moyens d’entrainement pour faire pivoter au moins une desdites pales via son bras de calage auquel elle est fixée, ceci autour de son axe de calage, de sorte que : -- certaines au moins des pales de la première série de pales soient à calage variable, et/ou -- certaines au moins des pales de la deuxième série de pales soient à calage variable. Outre ce qui précède, il sera prévu, sur ce propulseur aéronautique : - que l’une au moins des pales de la première série de pales présente un bord de fuite (ci-après dénommé parfois BF) présentant des ondulations (serrations en anglais), et/ou - que l’une au moins des pales de la deuxième série de pales présente un bord d’attaque (ci-après dénommé parfois BA) présentant des ondulations. Les ondulations comprennent la succession alternée d’au moins deux sommets de dents et deux creux (ou fonds). Les termes axial, radial et circonférentiel sont définis par rapport à l’axe X du propulseur. Chaque bras de calage est le bras qui tourne autour d’un axe (l’axe de calage) s’étendant (ce peut être radialement) en travers par rapport à l’axe longitudinal central et autour duquel la pale, fixée à ce bras, pivote pour changer d’angle d'attaque du flux gazeux qui traverse l’hélice de rotor ou le stator considéré(e). Chaque axe de calage peut traverser une pale et un bras de calage. Par ailleurs, les termes amont (AM) et aval (AV) sont définis par rapport au sens de circulation des gaz au sein du propulseur. Les premiers moyens d’entrainement peuvent comprendre, disposé dans la nacelle, un moteur d’entraînement en rotation autour de l'axe longitudinal central de la première série de pales et/ou la deuxième série de pales. Un moteur à turbine(s) à gaz est notamment visé. Mais, comme déjà mentionné, le moteur peut être notamment thermique (tel que turbomoteur, turboréacteur, turbosoufflante), électrique, à hydrogène, hybride (notamment thermique et/ou électrique et/ou à hydrogène). Ledit moteur d’entraînement en rotation peut donc comprendre au moins un compresseur, une chambre de combustion et au moins une turbine à gaz et être ainsi de type turbomachine aéronautique. Peut être prévu : - un réducteur de vitesse de rotation de la première série de pales et/ou la deuxième série de pales autour l'axe longitudinal central ; et/ou - une configuration tant « pusher » que « puller », et ce notamment en configuration USF. Des organes de transmission sont typiquement interposés entre ce moteur d’entraînement en rotation et les pales. Disposé(s) dans la nacelle, ledit moteur d’entraînement en rotation, et possiblement les organes de transmission, seront alors enfermés dans la nacelle. D’autres caractéristiques qui peuvent compléter la solution de base ci-dessus sont présentées ci-après. Certaines sont incluses dans ce chapitre « Présentation de l’invention », d’autres seulement dans le chapitre « Description détaillée de l’invention », afin d’éviter des répétitions. Au titre des caractéristiques complémentaires, on peut déjà noter, concernant les (premiers) moyens d’entrainement en rotation autour de l'axe longitudinal central des pales de l’une au moins des première série de pales et deuxième série de pales : - qu’ils pourront comprendre une turbine à gaz (autrement dit un moteur à turbine(s) à gaz), et/ou - que ces (premiers) moyens d’entrainement, ou ce moteur, pourront comprendre un réducteur de vitesse en prise avec les pales de l’une au moins des première série de pales et deuxième série de pales, pour adapter la vitesse de rotation desdites pales autour de l'axe longitudinal central (X). A noter à ce sujet que, sur un tel moteur à turbine(s), le réducteur de vitesse serait placé entre la (ou l’une des) turbine(s) d’entrainement des pales de la première série de pales ou de la deuxième série de pales (ou de l’arbre d’entrainement en rotation de la turbine considérée) et les pales de l’hélice concernée, pour réduire leur vitesse de rotation. Une double turbine, axialement haute pression puis basse pression, pourra en particulier être utilisée. Dans le cas d’un moteur à turbine(s) à gaz, on trouvera traditionnellement et successivement, le long de l’axe X, un ou plusieurs compresseur(s), une ou plusieurs chambre(s) de combustion, une ou plusieurs turbine(s) d’entrainement du ou des compresseur(s), via un ou plusieurs arbres d’entraînement axiaux, une ou plusieurs tuyères d’échappement de gaz. En liaison avec tout ce qui précède, et notamment le cas où les pales de la première série de pales sont entraînées en rotation par ladite turbine d’entrainement via un réducteur de vitesse, un cas particulièrement intéressant pourra être celui où le doublet d’hélices amont/aval est en configuration « puller » : doublet d’hélices situées vers l’extrémité amont de la nacelle du moteur central, en amont de la chambre de combustion, ceci que l’on soit en configuration doublet d’hélices rotor/stator (rotor amont et stator aval) ou rotor/rotor (rotor amont et rotor aval). L’un des intérêts d’un réducteur de vitesse entre la (ou des) turbine(s) et le (ou les) rotor(s) non-caréné(s) est d’améliorer les performances et donc d’optimiser le fonctionnement de chaque module du propulseur aéronautique. Par ailleurs, une configuration « puller » est compatible à la fois d’une installation du propulseur aéronautique sous aile (comme sur la plupart d’avions commerciaux) ou en arrière corps de l’avion à l’aide d’un mât ou pylône. Un intérêt pourra être trouvé : - à ce que les pales de la première série de pales et de la deuxième série de pales soient disposées pour pouvoir être entraînées en rotation autour de l'axe longitudinal central (X) par la(les) turbine(s) considérée(s), et - à ce que la turbine concernée soit adaptée à entraîner, autour de l'axe longitudinal central (X), la première série de pales à une vitesse de rotation supérieure ou égale à la vitesse de rotation de la deuxième série de pales. On peut aussi noter, concernant les pales, les caractéristiques ci-après a) et suivantes, à considérer indépendamment ou, en tout ou partie, en combinaison : a) la première série de pales et la deuxième série de pales peuvent présenter des nombres de pales différents ; Ceci permet de réduire le bruit car on évite que tous les sillages de l'hélice (rotor) amont impactent simultanément l'hélice (rotor ou stator) aval et donc on permet de décorréler le rayonnement acoustiques des pales ; b) on peut prévoir : - que chaque pale de la première série de pales et/ou de la deuxième série de pales présente une épaisseur maximale entre la face d’intrados et la face d’extrados, et - sur les pales, que l’épaisseur maximale des pales (ou entre les profils d’intrados et d’extrados qui définissent la pale considérée) se situe près du pied de pale, à une distance inférieure à 0.1x(Re - Ri) à partir de l’extrémité de connexion (souvent dénommée pied de pale); ceci permet de favoriser la tenue mécanique des pales en fonctionnement nominal, ainsi qu'en cas d'ingestion d'oiseaux. Les efforts mécaniques sur les pales présentant des ondulations de BA/BF pourraient être supérieurs au cas nominal avec des BA/BF lisses. Dans ce cas, la présente caractéristique serait nécessaire afin d'améliorer la tenue mécanique des pales présentant des ondulations ; On aura alors privilégié une valeur minimale de l'épaisseur de la pale à l'encastrement dictée par des raisons mécaniques davantage que par des raisons aéro-acoustiques ; c) chaque pale de la première série de pales et/ou de la deuxième série de pales présente un rapport Ri/Re de moyeu-à-extrémité libre tel que Ri/Re est compris entre 0.10 et 0.50 ; Un rapport de moyeu qui varie dans cette plage permet de garantir un bon compromis entre les besoins aérodynamiques (pales grandes donc Ri/Re faible) et les besoins d'intégration des systèmes dans le moyeu (PCM, canalisations d'huile, ...etc, d’où Ri/Re grand) ; d) on peut prévoir : - que les pales de la première série de pales et/ou de la deuxième série de pales sont situées sur une ligne fermée centrée sur l’axe longitudinal central et ayant un diamètre D, - que les axes de calage ou les bras de calage des pales de la première série de pales et de la deuxième série de pales sont axialement séparés, par paire, d’une distance S, et - que le rapport S/D est compris entre 0.005 et 1, et de préférence entre 0.15 et 0.70 ; Augmenter l'espacement axial entre les hélices (rotor ou stator) amont et aval permet de réduire le bruit dans la plupart des cas, ceci grâce à la dissipation du sillage turbulent de l'hélice amont lors de sa propagation vers l'aval. Ainsi, les sillages qui arrivent au bord d’attaque de l'hélice (rotor ou stator) aval sont moins énergétiques ; mais trop augmenter cette distance entre les hélices pourrait poser des problèmes de masse (turbomachine plus longue dans la direction axiale) et d’intégration de la turbomachine dans l'avion plus complexe. Par ailleurs, le bord de fuite de chacune des pales de la première série de pales est situé longitudinalement en amont d’un bord d’attaque de chacune des pales de la deuxième série de pales. Ainsi, on évite des interférences entre les séries de pales. e) un "clipping" pourra être profitable, viz. une situation où l’envergure L (ou Re - Ri) des pales de l'hélice (rotor) amont est supérieure à celle de l'hélice aval (rotor ou stator) mesurée suivant l'axe de calage. Un "clipping" (comme ci-après) permet de réduire le bruit car en réduisant l’envergure de l'hélice (rotor ou stator) aval on peut éviter l'impact du tourbillon de bout de pale de l'hélice (rotor) amont, qui est très énergétique. D'un point de vue aérodynamique, le "clipping" peut toutefois avoir un impact négatif, car une partie de la giration de l'écoulement produit par l'hélice amont n'est pas récupéré par l'hélice aval, notamment en partie haute. Autrement dit, on pourra alors prévoir : - que les pales de la première série de pales soient disposées pour pouvoir être entraînées en rotation autour de l'axe longitudinal central par ladite turbine d’entrainement de la série ou des deux séries de pales précitée(s), et - que la distance Re – Ri, mesurée à partir de l’extrémité de connexion, des pales de la première série de pales soit supérieure à celle d’au moins l’une des pales des pales de la deuxième série de pales. f) le diamètre maximum (2xRe) de l’hélice (amont ou aval) est compris entre 1m et 6m. Autrement dit, le diamètre des pales de la première série de pales et des pales de la deuxième série de pales seront alors respectivement inscrites sur un premier cercle et un deuxième cercle, chacun de circonférence comprise entre 1m et 6m. Comme ci-avant il s’agit d’un compromis à trouver, en particulier en liaison avec la solidité, le poids, et le bruit. A noter aussi que, sur une zone de bord d’attaque ou de bord de fuite présentant des ondulations, une variation d’angle de squelette (∆β1 ci-après) au bord d’attaque ou (∆β2 ci-après) au bord de fuite, entre un sommet de dent et un creux (ou fonds) de dent, adjacents entre eux, suivant l’envergure d’une pale, ou radialement à l’axe longitudinal central (X), pourra favorablement être supérieure à 0° et inférieure à 45°, voire dans certains cas à 30°. On évite ainsi les cas de profils isolés. En effet, il s’est avéré : - que l’angle d’attaque de l’air perçue par le(s) profil(s) de pale(s) au niveau des creux et au niveau des sommets des ondulations de BA est alors convenable, et/ou - qu’il n’y a pas de phénomènes de décrochage pénalisants pour les performances de la (des) pale(s). D’autres considérations de nature comparable peuvent être utilement à privilégier, à savoir l’une au moins des considérations suivantes, étant précisé que le repère « γ » définit un angle de calage de pale. Il s’agit de l’angle entre une parallèle (X1) à l’axe longitudinal central X passant par le BA de la pale, à un rayon donné, et une droite passant par le BA et le BF de cette pale. : - une variation d’angle de calage (∆γ), entre un profil contenant un sommet de dent et un profil contenant un creux de dent, adjacents entre eux, -- suivant l’envergure (L) de la pale, ou -- radialement à l’axe longitudinal central (X), est inférieure à 45°, et de préférence supérieure à 0°; et/ou, - sur une zone de bord d’attaque ou de bord de fuite d’une pale présentant des ondulations, une variation d’angle de squelette (∆β1) au bord d’attaque ou (∆β2) au bord de fuite, entre deux sommets de dents et/ou deux creux de dents, adjacents entre eux, -- suivant l’envergure (L) de la pale, ou -- radialement à l’axe longitudinal central (X), est inférieure à 45°, et de préférence supérieure à 0°; et/ou, - une variation d’angle de calage (∆γ), entre deux profils adjacents contenant des sommets de dents et/ou entre deux profils contenant des creux de dents, adjacents entre eux, -- suivant l’envergure (L) de la pale, ou -- radialement à l’axe longitudinal central (X), est inférieure à 45°, et de préférence supérieure à 0°; et/ou, - une variation d’angle de calage (∆γ), entre deux profils adjacents contenant des sommets de dents et/ou entre deux profils contenant des creux de dents, adjacents entre eux, -- suivant l’envergure (L) de la pale, ou -- radialement à l’axe longitudinal central (X), est inférieure à 45°, et de préférence supérieure à 0 ; et/ou, - au moins l’une des pales de l’une des hélices présente une flèche la plus grande à une position radiale située sur une longueur radiale de 0.4x(Re-Ri) de ladite extrémité libre de la pale considérée (cette considération est de préférence pour les pales de l’hélice amont, mais elle serait valable également pour les pales de l’hélice aval) ; et/ou, - au moins l’une des pales de la série de pales aval présente un rayon Re plus grand au bord d’attaque qu’au bord de fuite, lorsque les lignes de bord d’attaque et de bord de fuite ne sont pas confondues, et/ou au moins l’une des pales de la première série de pales présente un rayon Re plus petit (de préférence) ou plus grand au bord d’attaque qu’au bord de fuite, lorsque les lignes de bord d’attaque et de bord de fuite ne sont pas confondues. Brève description des figures illustre un avion propulsé par des moteurs à soufflantes non carénées de type hélice qui peuvent utiliser l'invention, illustre un système de turbine à entraînement direct qui peut entraîner les hélices de la illustre un anneau polygonal qui entoure un étage de turbine et supporte les pales de l'hélice (ou rotor), en liaison avec la , est une vue de côté d’une partie d’un propulseur conforme à l’invention, suivant une forme de réalisation, est une vue de côté d’une partie d’un propulseur conforme à l’invention, suivant une autre forme de réalisation, est une vue de côté d’une partie d’un propulseur conforme à l’invention, suivant une autre forme de réalisation, mais avec l’entrée d’air du flux primaire située entre l’hélice amont et l’hélice aval, comme dans la réalisation de la , est une vue de côté d’une partie d’un propulseur conforme à l’invention, suivant une autre forme de réalisation, est une vue schématique d’une partie d'un pied de pale pale et son environnement, conformément à une possibilité de réalisation, dans le cas d’une pale de stator à calage variable, vue en coupe parallèle à l'axe du moteur, montée dans la nacelle, précisément dans le carter de la nacelle, est une vue en coupe d’une pale conforme à l’invention, selon une forme possible de réalisation, schématise de face une configuration possible de certaines pales de stator, schématise une possible évolution de plusieurs sources de bruit sur un spectre sonore SPL (« Sound Pressure Level » en dB) en fonction de la fréquence f (en Hz), pour une configuration CROR, avec donc deux hélices, respectivement amont et aval, contrarotatives, schématise une possible évolution plusieurs sources de bruit sur un spectre sonore SPL (« Sound Pressure Level » en dB) en fonction de la fréquence (en Hz), pour une configuration USF, avec donc une hélice amont rotor et une hélice aval stator, à schématisent en vue de côté une pale conforme à l’invention, selon plusieurs formes possible de réalisation, et schématisent en vue de côté une surface extérieure locale de pale (au BF ou BA) conforme à l’invention, selon deux formes possible d’ondulations et de réalisation du corps de la pale (avec présence de zones en mousse amortissante acoustiquement ou en surface poreuse), est une vue de côté d’une partie d’un propulseur conforme à l’invention, suivant une autre forme de réalisation, illustre une coupe transversale longitudinale schématique à travers une hélice contrarotative à double flux, d’un moteur à turbine à gaz utilisant l'invention, illustre une vue agrandie d’un système d'hélices contrarotatives équipant une turbomachine utilisant l'invention, illustre la coupe AA’ de la illustre la coupe BB’ de la et illustrent les angles caractéristiques d’un profil (voir qui correspond à la coupe CC’ ou DD’ de la ),et, , et illustrent d’autres variantes de configuration de pales. Un propulseur aéronautique le long duquel un écoulement gazeux peut circuler d’amont vers l’aval, le propulseur présentant un axe longitudinal central (X), et comprenant: - une première série de pales (9), - une deuxième série de pales (6) positionnées à l'aval de la première série de pales (9), - des moyens d’entrainement (3,18,21,23,40,94,104,920) pour entraîner en rotation autour de l'axe longitudinal central les pales de l’une au moins des première série de pales (9) et deuxième série de pales (6), - une nacelle (5) qui présente une surface externe (50) aérodynamique par rapport à laquelle la première série de pales (9) et la deuxième série de pales (6) font saillie radialement à l’axe longitudinal central (X), chaque pale de la première série de pales et de la deuxième série de pales présentant : -- une extrémité libre (51) opposée à une extrémité de connexion (53) formant un pied de pale proche de la nacelle (5), -- une face d’intrados (55) et une face d’extrados (57), -- à un rayon défini centré sur l’axe longitudinal central (X), une corde C, -- un rayon (Ri) entre l’axe longitudinal central (X) et un emplacement, sur la pale ou un bras de calage (39,36) de la pale, qui vient de niveau avec la surface externe (50) de la nacelle (5), -- un rayon (Re) entre l’axe longitudinal central (X) et un emplacement sur l’extrémité libre (51) de la pale le plus éloigné de l’axe longitudinal central (X), suivant une direction transversale à l’axe longitudinal central (X), et -- une envergure (L) définie, radialement à l’axe longitudinal central (X), entre l’extrémité libre (51) et l’extrémité de connexion (53), suivant ladite direction transversale, certaines au moins des pales de la première série de pales (9) étant à calage variable, de sorte que chacune d’elles peut pivoter autour d’un dit bras de calage (39) auquel ladite pale est fixée, autour d’un axe de calage (390) qui traverse la pale (90), et/ou certaines au moins des pales de la deuxième série de pales (6) étant à calage variable, de sorte chacune d’elles peuvent pivoter autour d’un dit bras de calage (36) auquel ladite pale est fixée, autour d’un axe de calage (360) qui traverse la pale (60), dans lequel propulseur l’une au moins des pales de la première série de pales (9) présente un bord de fuite (91) présentant des ondulations (93), et/ou l’une au moins des pales de la deuxième série de pales (6) présente un bord d’attaque (61) présentant des ondulations (63). Propulseur aéronautique selon la revendication 1, dans lequel les moyens d’entrainement comprennent une turbine à gaz (21,23,24,96,102) pour ledit entraînement en rotation autour de l'axe longitudinal central (X) des pales de l’une au moins des première série de pales (9) et deuxième série de pales (6). Propulseur aéronautique selon la revendication 1 ou 2, dans lequel les moyens d’entrainement comprennent un réducteur de vitesse (104) en prise avec les pales de l’une au moins des première série de pales (9) et deuxième série de pales (6), pour adapter la vitesse de rotation desdites pales autour de l'axe longitudinal central (X). 4 . Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les ondulations (93,63) sur une desdites pales présentent une amplitude h(r) maximale entre un sommet et un creux adjacents, h(r), telle que : 0.0005xCmax ≤ h(r) maximale ≤ 0.5xCmax, où Cmax est la corde maximale de la pale et h(r) correspond à la différence de corde entre un profil au niveau d’un sommet et un profil au niveau d’un creux adjacents dans la direction de l’envergure (L) de la pale, ou radialement à l’axe longitudinal central (X) . Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel certaines au moins des pales (90,60) comprennent un matériau composite et, sur la face d’intrados (55) et/ou la face d’extrados (57), un capot (73) de renfort métallique fixé avec le matériau composite et s’étendant le long au moins d’une partie du bord d’attaque et/ou du bord de fuite. Propulseur aéronautique selon la revendication 5 dans lequel certaines au moins des ondulations (93, 63) sont formées uniquement sur le capot (73) de renfort métallique, pas sur le matériau composite. Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, sur certaines au moins des pales, les ondulations présentent une amplitude entre un sommet et un creux adjacent, h(r), et un espacement entre deux sommets successifs d’ondulations, λ(r), qui varient radialement. Propulseur aéronautique selon la revendication 7, dans lequel les lois d’évolution de l’amplitude, h(r), et de l’espacement, λ(r), d’ondulations sont des fonctions définies par morceaux le long de l’envergure (L) de la pale (90,60). Propulseur aéronautique selon la revendication 7 ou 8, dans lequel, sur certaines au moins des pales : - une première partie du bord d’attaque (61) et/ou du bord de fuite (91) est lisse, sans ondulation, - une seconde partie du bord d’attaque (61) et/ou du bord de fuite (91) présente lesdites ondulations (63,93), et - l’amplitude des ondulations diminue là où la seconde partie se raccorde à la première partie, de façon que le raccordement soit progressif. Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les ondulations (63,93) sont uniquement situées vers l’extrémité libre (51) de plusieurs dites pales (90,60) et/ou à une position radiale où la corde est la plus grande, sur la pale (90,60). Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, le long du bord d'attaque et/ou du bord de fuite, les ondulations s’étendent selon une longueur H cumulée qui est limitée à : H/(Re-Ri) Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les ondulations de bord d’attaque (63) et/ou de bord de fuite (93) sont situées : - au-delà de 0.4x(Re-Ri), en partant du côté de l’extrémité de connexion (53), et/ou - là où la corde (C) est la plus grande. Propulseur aéronautique selon la revendication 2, ou l’une quelconque des revendications 3 à 12 rattachée à elle, dans lequel la turbine à gaz (21,23,24,96,102) appartient à un moteur (3) d’entraînement en rotation des pales autour de l'axe longitudinal central(X) et la première série de pales (9) et la deuxième série de pales (6) sont situées vers une extrémité amont du moteur (3). Propulseur aéronautique selon la revendication 13, dans lequel : - le moteur (3) présente une entrée d'air (35), pour faire entrer un flux d'air (Fp) dans le moteur, et - l'entrée d'air (35) du flux est située axialement entre les axes de calage (390,360) des pales de la première série de pales (9) et de la deuxième série de pales (6). Propulseur aéronautique selon la revendication 14, dans lequel : - l'entrée d'air (35) du flux présente un bec situé à un rayon Rb de l’axe longitudinal central (X), et - le bord de fuite (91) de la première série de pales (9) présente des ondulations situées au niveau du rayon Rb. Propulseur aéronautique selon la revendication 2, ou l’une quelconque des revendications 3 à 15 rattachée à elle, dans lequel la turbine (21,23,96,102) est reliée à la première série de pales (9) pour entraîner en rotation autour de l’axe longitudinal central (X) uniquement les pales (90) de la première série de pales (9), les pales de la deuxième série de pales (6) définissant des pales de redresseur d’air (60). Propulseur aéronautique selon la revendication 16 dans lequel, circonférentiellement autour de l'axe longitudinal central (X), seules les pales de redresseur d’air (60) situées dans une première plage angulaire de +/- 60° par rapport à 3h, et dans une deuxième plage angulaire de +/- 60° par rapport à 9h, présentent des ondulations (63). Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les ondulations (93,63) sont situées au moins sur le bord de fuite (91) de la première série de pales (9) et sur le bord d'attaque (61) de la deuxième série de pales (6). Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel : - les ondulations (93,63) au bord d’attaque (61) et au bord de fuite (91) présentent des géométries ou motifs différents entre elles, et/ou - suivant l’un au moins parmi les motif, amplitude, espacement, positionnement radial des ondulations le long de l’envergure, les ondulations (93,63) de certaines des pales de la première série de pales (9) sont différentes, des ondulations (93,63) de certaines des pales de la deuxième série de pales (6). Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel certaines au moins des ondulations (93,63) présentent une amplitude entre un sommet et un creux adjacent (h(r)) et/ou un espacement entre deux sommets successifs d’ondulations (λ(r)) qui varie(nt) de manière monotone ou strictement monotone dans la direction radiale vers l’extrémité libre (51) de la pale. Propulseur aéronautique selon la revendication 20, dans lequel les ondulations de bord de fuite (93) et de bord d’attaque (63) présentent l’amplitude (h(r)) et/ou l’espacement (λ(r)) varie(ent) respectivement inversement dans la direction radiale vers l’extrémité libre (51) de la pale. Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel les ondulations de bord de fuite (93) sur les pales (90) de la première série de pales (9) diminuent en amplitude (h(r)) entre un sommet et un creux adjacent, et/ou en espacement (λ(r)) entre deux sommets successifs d’ondulations, vers l’extrémité libre (51), et dans lequel les ondulations de bord d’attaque (63) des pales (60) de la deuxième série de pales (6) augmentent vers l’extrémité libre (51). Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications 5, 6 dans lequel le capot (73) d'au moins une des pales relie le bord d’attaque au bord de fuite, par l'extrémité libre (51) de la pale. Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel l'extrémité libre (51) d'au moins une des pales (90,60) : - est de forme elliptique (79) ou de forme arrondie (80), et/ou - présente une modification abrupte de l’angle de devers (77). 25 . Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel le bord d’attaque et/ou de fuite de certaines au moins des pales (90,60) est formé localement par un matériau poreux (85), à l’endroit de certaines au moins des ondulations. Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, sur une zone de bord d’attaque (61) ou de bord de fuite (91) d’une pale présentant des ondulations (63,93), une variation d’angle de squelette (∆β1) au bord d’attaque ou (∆β2) au bord de fuite, entre un sommet (635) de dent et un creux (634) de dent, adjacents entre eux, - suivant l’envergure (L) de la pale (90,60), ou - radialement à l’axe longitudinal central (X), est inférieure à 45°. Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, une variation d’angle de calage (∆γ) sur la pale, entre un profil contenant un sommet (635) de dent et un profil contenant un creux (634) de dent, adjacents entre eux, - suivant l’envergure (L) de la pale (90,60), ou - radialement à l’axe longitudinal central (X), est inférieure à 45°. Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, sur une zone de bord d’attaque (61) ou de bord de fuite (91) d’une pale présentant des ondulations (63,93), une variation d’angle de squelette (∆β1) au bord d’attaque ou (∆β2) au bord de fuite, entre deux sommets (630,631) de dent et/ou deux creux (632,634) de dent, adjacents entre eux, - suivant l’envergure (L) de la pale (90,60), ou - radialement à l’axe longitudinal central (X), est inférieure à 45°. Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, une variation d’angle de calage (∆γ) sur la pale, entre deux profils adjacents contenant des sommets (630,631) de dent et/ou entre deux profils contenant des creux (632,634) de dent, adjacents entre eux, - suivant l’envergure (L) de la pale (90,60), ou - radialement à l’axe longitudinal central (X), est inférieure à 45°. Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, une variation d’angle de calage (∆γ), entre deux profils adjacents contenant des sommets (630,631) de dent et/ou entre deux profils contenant des creux (632,634) de dent, adjacents entre eux, - suivant l’envergure (L) de la pale (90,60), ou - radialement à l’axe longitudinal central (X), est inférieure à 45°. Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, au moins l’une des pales (90,60) de l’une des hélices (9,6) présente une flèche la plus grande à une position radiale située sur une longueur radiale de 0.4x(Re-Ri) de l’extrémité libre (51). Propulseur aéronautique selon l’une quelconque des revendications précédentes, dans lequel, au moins l’une des pales (60) de la série de pales aval (6) présente un rayon (Re) plus grand au bord d’attaque (BA) qu’au bord de fuite (BF), lorsque les lignes de bord d’attaque et de bord de fuite ne sont pas confondues, et dans lequel au moins l’une des pales (90) de la première série de pales présente un rayon Re plus petit (de préférence) ou plus grand au bord d’attaque (BA) qu’au bord de fuite (BF), lorsque les lignes de bord d’attaque et de bord de fuite ne sont pas confondues.